FR2960259A1 - Turbocharger for use in e.g. turbojet engine of aircraft, has combustion chamber supplied with compressed air by opening that allows introduction of air in chamber, and compressor whose air outlets are opened in inner volume of reservoir - Google Patents

Turbocharger for use in e.g. turbojet engine of aircraft, has combustion chamber supplied with compressed air by opening that allows introduction of air in chamber, and compressor whose air outlets are opened in inner volume of reservoir Download PDF

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Abstract

The turbocharger has a centrifugal compressor (3) driven by a turbine (2) i.e. Pelton turbine, actuated by combustion gas from a combustion chamber (5). The turbine has vanes distributed on periphery of a turbine disk, where the gas is injected tangentially to the turbine on an action face of each vane by a hole of a turbine casing (24). The chamber is supplied with compressed air by an intake opening (51) that allows introduction of the air in the chamber from a compressed air reservoir (4). The compressor has compressed air outlets (32) opened in an inner volume (41) of the reservoir. An independent claim is also included for an aircraft comprising aerodynamic surfaces.

Description

Compresseur thermodynamique Thermodynamic compressor

La présente invention appartient au domaine des turbomachines. Plus particulièrement l'invention concerne un compresseur autonome mettant en oeuvre un ensemble compact compresseur-turbine. The present invention belongs to the field of turbomachines. More particularly, the invention relates to an autonomous compressor using a compact compressor-turbine assembly.

Dans les turbomachines conventionnelles, turboréacteurs et turbomoteurs, il est connu de réaliser un cycle thermodynamique dit de Joule-Brayton dans lequel la combustion est réalisée à pression constante dans une chambre de combustion dans laquelle de l'air, comprimé par un compresseur, mélangé à un carburant est introduit. In conventional turbomachines, turbojet engines and turbine engines, it is known to carry out a Joule-Brayton thermodynamic cycle in which the combustion is carried out at constant pressure in a combustion chamber in which air, compressed by a compressor, mixed with a fuel is introduced.

Le mélange brûlé passe alors dans une turbine qui entraîne le compresseur. Suivant le type de turbomachine, il est privilégié de créer à la sortie de la turbine un excès de quantité de mouvement de la masse d'air et de gaz brûlés à la sortie de la turbomachine, qui est mis en oeuvre pour assurer une propulsion par réaction, cas des turboréacteurs, ou de générer sur un arbre de la turbine un excès de puissance, qui est mis en oeuvre pour entraîner une hélice, cas des turbomoteurs, ou une autre machine tournante comme par exemple un alternateur de production d'électricité. Dans certaines applications aéronautiques il est également connu de modifier l'écoulement aérodynamique autour de surfaces portantes par un soufflage de surfaces aérodynamiques portantes, en particulier de l'aile, au moyen d'un écoulement aérodynamique accéléré par une turbomachine, soit par l'intermédiaire d'hélices (Bréguet 941) soit par le jet des réacteurs (Boeing YC14). Dans de telles applications le soufflage est obtenu en amplifiant des effets secondaires des moteurs de propulsion qui sont cependant conventionnels, et cette amplification est réalisée au détriment des performances propulsives proprement dites. The burnt mixture then passes into a turbine which drives the compressor. Depending on the type of turbomachine, it is preferred to create at the outlet of the turbine an excessive amount of movement of the mass of air and flue gas at the outlet of the turbomachine, which is implemented to ensure propulsion by reaction, in the case of turbojet engines, or of generating on a shaft of the turbine an excess of power, which is used to drive a propeller, in the case of turbine engines, or another rotating machine such as for example a generator for producing electricity. In certain aeronautical applications, it is also known to modify the aerodynamic flow around bearing surfaces by blowing aerodynamic bearing surfaces, in particular the wing, by means of an aerodynamic flow accelerated by a turbomachine, or via of propellers (Breguet 941) or jet engines (Boeing YC14). In such applications the blowing is obtained by amplifying the side effects of the propulsion engines which are however conventional, and this amplification is carried out to the detriment of the propulsive performances themselves.

La présente invention propose de réaliser un compresseur au moyen d'une turbomachine particulièrement compacte afin de produire de l'air comprimé avec un débit suffisant pour assurer le soufflage de surfaces aérodynamiques portantes d'un aéronef ainsi que sa propulsion. The present invention proposes to produce a compressor by means of a particularly compact turbomachine in order to produce compressed air with a flow rate sufficient to ensure the blowing of aerodynamic bearing surfaces of an aircraft as well as its propulsion.

Suivant l'invention, le turbocompresseur comporte un compresseur entraîné par une turbine elle-même actionnée par les gaz brûlés d'au moins une chambre de combustion et dans lequel turbocompresseur : la turbine est une turbine à augets, les augets étant répartis sur la périphérie d'un disque de turbine, les augets circulant dans un canal torique d'un carter de la turbine lorsque la turbine est en rotation autour d'un axe de rotation du disque de turbine ; les gaz brûlés sont injectés tangentiellement à la turbine sur une face d'action des augets par une lumière aménagée dans le carter de turbine et débouchant dans le canal torique ; -la ou les chambres de combustion sont alimentées en air comprimé par des ouvertures d'admission de l'air comprimé dans ladite ou les dites chambres de combustion depuis un réservoir d'air comprimé dans le volume intérieur duquel réservoir débouchent les sorties d'air comprimé du compresseur. According to the invention, the turbocharger comprises a compressor driven by a turbine itself actuated by the flue gases of at least one combustion chamber and in which the turbocharger: the turbine is a bucket turbine, the buckets being distributed on the periphery a turbine disk, the buckets circulating in an O-channel of a casing of the turbine when the turbine is rotating about an axis of rotation of the turbine disk; the flue gases are injected tangentially to the turbine on an action side of the buckets by a light arranged in the turbine casing and opening into the toric channel; the combustion chamber or chambers are supplied with compressed air by openings for admission of the compressed air into said combustion chamber or chambers from a compressed air tank into the interior of which tank open out the air outlets; compressed compressor.

Pour un entraînement fiable, du compresseur par la turbine et pour un turbocompresseur compact, avantageusement la turbine et le compresseur sont fixés sur un arbre commun de rotation. Afin d'obtenir un taux de compression élevé avec un compresseur de dimensions aussi réduites que possible, de préférence le compresseur est un 25 compresseur centrifuge. Dans une forme optimisée de réalisation tant vis à vis du volume que de facilités d'installation, la turbine, le compresseur et éventuellement la ou les chambres de combustion sont agencées à l'intérieur du réservoir. Dans une première forme de réalisation, pour générer les gaz brûlés 30 utilisés pour entraîner la turbine en rotation, chaque chambre de combustion qui génère les gaz brûlés comporte une enceinte de combustion ouverte sur une ouverture d'admission, en communication avec le volume intérieur du réservoir, et sur une sortie, en communication avec une lumière du carter de turbine, adaptée au fonctionnement en continu de la chambre de combustion avec une combustion à pression constante. Dans une autre forme de réalisation, la chambre de combustion comporte une enceinte de combustion et comporte une valve d'admission entre ladite enceinte de combustion et une ouverture d'admission par laquelle arrive l'air comprimé, en communication avec le volume intérieur du réservoir, et comporte une valve d'éjection entre ladite enceinte de combustion et une sortie par laquelle sont éjectés les gaz brûlés, en communication avec une lumière du carter de turbine, chaque valve comportant au moins une position ouverte et au moins une position fermée de sorte que, en plaçant les valves d'admission et d'éjection chacune dans l'une ou l'autre des positions ouverte ou fermée de manière cyclique, la chambre de combustion fonctionne avec une combustion à volume constant suivant un mode dit pulsé, dans lequel chaque valve est alternativement ouverte et fermée en fonction du cycle de combustion. Il va de soit que dans ce cas le cycle d'ouverture et de fermeture de chacune des valves d'admission ou d'éjection est synchronisé sur le cycle des combustions dans la chambre pour assurer l'admission du mélange non brûlé, la combustion à volume constant et la détente des gaz brûlés lors de l'éjection. For a reliable drive, the compressor by the turbine and for a compact turbocharger, advantageously the turbine and the compressor are fixed on a common shaft rotation. In order to obtain a high compression ratio with a compressor of as small a size as possible, preferably the compressor is a centrifugal compressor. In an optimized embodiment of both volume and ease of installation, the turbine, the compressor and possibly the combustion chamber or chambers are arranged inside the tank. In a first embodiment, to generate the flue gases used to drive the rotating turbine, each combustion chamber that generates the flue gases has an open combustion chamber on an intake opening, in communication with the internal volume of the combustion chamber. tank, and on an outlet, in communication with a turbine casing lumen, adapted to the continuous operation of the combustion chamber with constant pressure combustion. In another embodiment, the combustion chamber comprises a combustion chamber and comprises an intake valve between said combustion chamber and an intake opening through which the compressed air arrives, in communication with the interior volume of the reservoir. , and comprises an ejection valve between said combustion chamber and an outlet through which the flue gases are ejected, in communication with a light of the turbine casing, each valve comprising at least one open position and at least one closed position so that, by placing the intake and discharge valves each in one or the other of the open or cyclically closed positions, the combustion chamber operates with constant volume combustion in a so-called pulsed mode, in which each valve is alternately open and closed depending on the combustion cycle. It goes without saying that in this case the opening and closing cycle of each of the intake or ejection valves is synchronized to the combustion cycle in the chamber to ensure the admission of the unburned mixture, the combustion to constant volume and expansion of flue gas during ejection.

Dans cette forme de réalisation dans laquelle la ou les chambres de combustion comportent des valves d'admission et d'éjection, la chambre de combustion fonctionne avec une combustion à pression constante suivant un mode dit continu lorsque lesdites valves d'admission et d'éjection sont maintenues en positions ouvertes. In this embodiment in which the combustion chamber or chambers comprise intake and ejection valves, the combustion chamber operates with constant pressure combustion in a so-called continuous mode when said intake and ejection valves are kept in open positions.

Ainsi le turbocompresseur peut fonctionner dans l'un ou l'autre mode, continu ou pulsé, en fonction de contraintes ou de préférences opérationnelles. Dans une forme particulièrement adaptée pour sa fiabilité et pour la possibilité qu'elle offre de fonctionner soit en mode continu soit en mode pulsé, chaque valve comporte deux pièces rotatives, mobiles en rotation chacune autour d'un axe de rotation, chaque pièce rotative comportant au moins une surface d'occlusion et au moins une surface d'ouverture de telle sorte que : - lorsque des surfaces d'occlusion des deux pièces rotatives sont en vis à vis la valve est fermée et s'oppose à la circulation des gaz depuis ou vers l'enceinte de combustion ; - lorsque des surfaces d'ouverture des deux pièces rotatives sont en vis à vis la valve et ouverte et autorise la circulation des gaz depuis ou vers l'enceinte de combustion. Dans une forme de réalisation qui évite le glissement des surfaces d'occlusion, lorsque ces surfaces d'occlusion des deux pièces rotatives d'une valve sont sur des sections circulaires de même diamètre, les pièces rotatives sont cylindriques dans la zone des surfaces d'occlusion. Thus the turbocharger can operate in one or the other mode, continuous or pulsed, depending on constraints or operational preferences. In a form particularly adapted for its reliability and for the possibility that it offers to operate either in continuous mode or in pulsed mode, each valve comprises two rotating parts, rotatable each around an axis of rotation, each rotating part comprising at least one occlusion surface and at least one opening surface such that: - when occlusion surfaces of the two rotating parts are opposite the valve is closed and opposes the flow of gases from or to the combustion chamber; - When opening surfaces of the two rotating parts are opposite the valve and open and allows the flow of gas from or to the combustion chamber. In one embodiment that avoids slippage of the occlusion surfaces, when these occlusion surfaces of the two rotating parts of a valve are on circular sections of the same diameter, the rotating parts are cylindrical in the area of the surfaces. occlusion.

L'invention concerne également un aéronef incorporant au moins un turbocompresseur de l'invention et comportant des surfaces aérodynamiques soumises à un soufflage par un air comprimé prélevé dans le réservoir d'un turbocompresseur suivant l'invention au niveau d'une sortie de prélèvement. La description d'un turbocompresseur suivant l'invention est faite en référence aux figures qui représentent de manière schématique non limitative : Figure 1 : les principaux composants d'un turbocompresseur de l'invention et leur agencement fonctionnel ; Figures 2a et 2b : un agencement de l'ensemble tournant turbine et compresseur du turbocompresseur avec deux chambres de combustion en vue de dessus et sections partielles, figure 2a, et une vue en section perpendiculaire à l'axe de rotation de la turbine et des chambres de combustion ; figures 3a et 3b : un exemple d'agencement en vue de dessus, figure 3a, et en vue de côté, figure 3b, en coupes partielles d'un turbocompresseur dont l'ensemble turbine, compresseur, chambres de combustion est intégré dans le réservoir d'air comprimé ; figure 4 : une vue en section d'une chambre de combustion, les valves d'admission et de sortie étant dans la position d'une utilisation en mode continu de la chambre de combustion. Le détail (a) illustre la forme d'une pièce rotative de valve ; figures 5a, 5b et 5c : une vue en section d'une chambre de combustion illustrant les phases de fonctionnement de la chambre de combustion dans un fonctionnement en mode pulsé ; figures 6a à 6f : une série de vue d'un détail de valve de la chambre de combustion en section perpendiculaire à l'axe de rotation des pièces rotatives de valve et illustrant le fonctionnement d'une valve ; figures 7 : les diagrammes comparés des cycles thermodynamiques mis en oeuvre dans l'invention et connus dans d'autres types de machines à combustion interne. The invention also relates to an aircraft incorporating at least one turbocharger of the invention and comprising aerodynamic surfaces subjected to blowing by compressed air taken from the tank of a turbocharger according to the invention at a sampling outlet. The description of a turbocharger according to the invention is made with reference to the figures which show schematically non-limiting: Figure 1: the main components of a turbocharger of the invention and their functional arrangement; 2a and 2b: an arrangement of the turbo compressor and turbocharger rotating assembly with two combustion chambers in top view and partial sections, FIG. 2a, and a sectional view perpendicular to the axis of rotation of the turbine and combustion chambers; FIGS. 3a and 3b: an example of an arrangement in top view, FIG. 3a, and in side view, FIG. 3b, in partial sections of a turbocharger, the turbine, compressor and combustion chamber assembly of which is integrated into the tank; compressed air; Figure 4: a sectional view of a combustion chamber, the inlet and outlet valves being in the position of continuous use of the combustion chamber. Detail (a) illustrates the shape of a rotary valve part; Figures 5a, 5b and 5c: a sectional view of a combustion chamber illustrating the operating phases of the combustion chamber in a pulsed mode operation; FIGS. 6a to 6f: a series of views of a valve detail of the combustion chamber in section perpendicular to the axis of rotation of the rotary valve parts and illustrating the operation of a valve; Figures 7: Comparative diagrams of thermodynamic cycles implemented in the invention and known in other types of internal combustion machines.

Comme illustré sur la figure 1, le turbocompresseur 1 de l'invention comporte : - une roue de turbine, dite turbine 2, comportant répartis sur sa périphérie des augets 21 ; - une roue de compresseur, dite compresseur 3, couplée mécaniquement à la turbine pour être entraînée en rotation par ladite turbine ; - une entrée d'air 31 ; - un réservoir 4 destiné à stocker un volume d'air comprimé ; - au moins une chambre de combustion 5. As illustrated in Figure 1, the turbocharger 1 of the invention comprises: - a turbine wheel, called turbine 2, having distributed on its periphery buckets 21; - A compressor wheel, said compressor 3, mechanically coupled to the turbine to be rotated by said turbine; an air inlet 31; a reservoir 4 intended to store a volume of compressed air; - at least one combustion chamber 5.

Pour assurer le fonctionnement du turbocompresseur 1, ledit turbocompresseur dispose autant que de besoins de moyens de servitudes non représentés. De tels moyens sont des moyens conventionnels dans les turbomachines et connus de l'homme du métier tels que par exemple un système carburant comportant des réservoirs de carburant, pompes à carburant, circuit de carburant, ... ou des moyens de contrôle et de commande comportant des capteurs (pression, température, vitesse ...) et des actionneurs pour la régulation du dispositif. To ensure the operation of the turbocharger 1, said turbocharger has as much as needs of facilities means not shown. Such means are conventional means in the turbomachines and known to those skilled in the art such as for example a fuel system comprising fuel tanks, fuel pumps, fuel circuit, ... or control and control means comprising sensors (pressure, temperature, speed, etc.) and actuators for regulating the device.

Un premier aspect du turbocompresseur 1 de l'invention concerne la turbine 2 et sa structure. Comme déjà signalé et comme illustré sur les figures 2a et 2b, la turbine 2 est principalement constituée d'un disque à la périphérie duquel sont fixés des augets 21. Les augets 21 sont disposés à distances angulaires régulières autour d'un axe principal du disque qui est également l'axe de rotation 22 de la turbine 2. A first aspect of the turbocharger 1 of the invention relates to the turbine 2 and its structure. As already pointed out and as illustrated in FIGS. 2a and 2b, the turbine 2 consists mainly of a disk on the periphery of which buckets 21 are attached. The buckets 21 are arranged at regular angular distances around a main axis of the disk. which is also the axis of rotation 22 of the turbine 2.

En outre, chaque auget 21 est fixé sur le disque de sorte que son plan d'action soit dans un plan axial du disque. Par plan d'action d'un auget 21 on entend un plan sensiblement perpendiculaire à une direction d'action 23 de l'auget. Ainsi si l'on considère un auget 21 formé par une palette, cas d'une forme simplifiée d'auget, le plan de l'auget est confondu avec le plan de la palette. On trouve des exemples de turbines à augets, également désignées turbines à action, dans le domaine hydraulique, souvent appelées turbine PELTON du nom de leur inventeur Lester Allen Pelton. La turbine 2 est ici placée dans un carter de turbine 24 formant un canal torique 25 dans lequel les augets 21 circulent lorsque la turbine 2 tourne autour de son axe de rotation 22 et qui maintient un jeu minimum entre les bords des augets et les parois du carter de turbine pour éviter les frottements de la turbine sur le carter de turbine sans toutefois permettre à des gaz de circuler entre des volumes délimités dans le canal torique par deux augets voisins sur la périphérie de la turbine. Au moins une chambre de combustion 5 est agencée à la périphérie de la turbine 2 de sorte que des gaz, issus de la combustion d'un air comprimé avec un carburant, en sortie de ladite chambre de combustion soient canalisés tangentiellement à la turbine au niveau du canal torique 25 du carter de turbine par une lumière d'injection 26 agencée dans ledit carter. Dans cet agencement les gaz sortant de la chambre de combustion 5 sont introduits tangentiellement dans le canal torique 25 sur une face arrière des augets 21, c'est à dire sur une face des augets qui se trouve d'un côté de l'auget à l'opposé de la direction de déplacement dudit auget lorsque la turbine est en rotation lors du fonctionnement du turbocompresseur 1. En outre le carter de turbine 24 comporte des sorties 27, situées en aval de chaque lumière d'injection 26 suivant le sens de rotation de la turbine en fonctionnement, qui assurent l'évacuation des gaz injectés dans le canal torique 25 par la lumière d'injection 26. Des détails de la structure de la chambre de combustion et de ses modes de fonctionnement possibles sont expliqués ultérieurement. In addition, each bucket 21 is fixed on the disk so that its plane of action is in an axial plane of the disk. By plan of action of a bucket 21 is meant a plane substantially perpendicular to an action direction 23 of the bucket. Thus if we consider a bucket 21 formed by a pallet, case of a simplified form of bucket, the plane of the bucket is confused with the plane of the pallet. There are examples of bucket turbines, also known as action turbines, in the hydraulic field, often called the PELTON turbine named after their inventor Lester Allen Pelton. The turbine 2 is here placed in a turbine casing 24 forming an O-channel 25 in which the buckets 21 circulate when the turbine 2 rotates about its axis of rotation 22 and which maintains a minimum clearance between the edges of the buckets and the walls of the turbine. turbine casing to prevent friction of the turbine on the turbine casing without allowing gases to circulate between volumes defined in the toric channel by two neighboring buckets on the periphery of the turbine. At least one combustion chamber 5 is arranged at the periphery of the turbine 2 so that gases coming from the combustion of compressed air with a fuel at the outlet of said combustion chamber are channeled tangentially to the turbine at the level of the turbine. the toroidal channel 25 of the turbine casing by an injection port 26 arranged in said casing. In this arrangement, the gases leaving the combustion chamber 5 are introduced tangentially into the toric channel 25 on a rear face of the buckets 21, that is to say on one face of the buckets which is on one side of the bucket to the opposite of the direction of movement of said bucket when the turbine is rotating during operation of the turbocharger 1. In addition the turbine casing 24 has outlets 27, located downstream of each injection port 26 in the direction of rotation of the turbine in operation, which ensure the evacuation of gas injected into the toric channel 25 by the injection port 26. Details of the structure of the combustion chamber and its possible modes of operation are explained later.

La turbine 2 est montée mobile en rotation autour de son axe de rotation 22 par rapport au carter de turbine 24 au moyen d'un arbre 7 porté par des paliers 71 adaptés aux vitesses de rotation de la turbine et aux charges induites par son fonctionnement. L'arbre 7 est également solidaire du compresseur 3 qui est ainsi entraîné 10 en rotation par la rotation de la turbine 2. Le compresseur 3 est ici d'une architecture conventionnelle comportant un rouet centrifuge tournant dans un carter de compresseur. L'avantage de ce type de compresseur pour réaliser un turbocompresseur 1 suivant l'invention réside dans la possibilité d'obtenir des taux de compression 15 relativement élevés (jusqu'à 3 voire plus) au moyen d'un seul étage de compression et donc adapté à la réalisation d'un turbocompresseur particulièrement compact. Le compresseur 3 comporte une entrée d'air 31 communiquant avec le milieu ambiant à la pression PO et une sortie compresseur 32 d'air comprimé 20 communiquant avec un volume intérieur 41 du réservoir 4 d'accumulation de l'air comprimé. Le volume intérieur 41 du réservoir communique d'une part avec une ou des ouvertures d'admission 51 d'air, dite admission, de la chambre de combustion 5 ou des chambres de combustion qui sont ainsi alimentées en un air comprimé 25 par ledit réservoir. Le volume intérieur 41 du réservoir communique également avec une sortie de prélèvement 42 de l'air comprimé. Une particularité du présent turbocompresseur 1 est que tout l'excédent de l'énergie délivré par la turbine 2, excédent établi par conception du 30 turbocompresseur, est utilisé par le compresseur 3 pour produire un air comprimé qui est introduit dans le réservoir 4. La figure 4 montre une chambre de combustion 5 et ses principaux composants : - une enceinte de combustion 52 ; - l'ouverture d'admission 51 d'air munie d'une valve d'admission 6a ; - une sortie 53 des gaz brûlés munie d'une valve d'éjection 6e ; - un ou des injecteurs 54 de carburant d'un système carburant ; - un ou des allumeurs 55 d'un système d'allumage. The turbine 2 is rotatably mounted about its axis of rotation 22 relative to the turbine casing 24 by means of a shaft 7 carried by bearings 71 adapted to the rotational speeds of the turbine and the loads induced by its operation. The shaft 7 is also integral with the compressor 3 which is thus rotated by the rotation of the turbine 2. The compressor 3 is here of a conventional architecture comprising a centrifugal impeller rotating in a compressor housing. The advantage of this type of compressor for producing a turbocharger 1 according to the invention lies in the possibility of obtaining relatively high compression ratios (up to 3 or more) by means of a single compression stage and therefore suitable for producing a particularly compact turbocharger. The compressor 3 comprises an air inlet 31 communicating with the ambient medium at the pressure PO and a compressor output 32 of compressed air 20 communicating with an internal volume 41 of the reservoir 4 for the accumulation of compressed air. The internal volume 41 of the tank communicates on the one hand with one or more air admission openings 51, called admission, of the combustion chamber 5 or combustion chambers which are thus supplied with compressed air 25 by said reservoir . The internal volume 41 of the tank also communicates with a sampling outlet 42 of the compressed air. A particularity of the present turbocharger 1 is that all excess energy delivered by the turbine 2, overridden by design of the turbocharger, is used by the compressor 3 to produce compressed air which is introduced into the tank 4. FIG. 4 shows a combustion chamber 5 and its main components: a combustion chamber 52; the air intake opening 51 provided with an intake valve 6a; an outlet 53 of the flue gases provided with an ejection valve 6e; one or more injectors 54 of fuel of a fuel system; one or more igniters 55 of an ignition system.

L'ouverture d'admission 51 communique avec le réservoir 4 et suivant la position de la valve d'admission 6a, un volume intérieur de l'enceinte de combustion 52 est mis ou 10 non en communication avec le volume intérieur 41 du réservoir. De préférence l'air comprimé est prélevé à une pression comprise entre 2 et 4 bars suivant la puissance demandée à la turbine et une vanne de régulation de pression, non représentée, entre le réservoir 4 et l'ouverture d'admission 51 de la chambre de combustion permet de réguler la pression à une valeur voulue. 15 La chambre de combustion 5 est adaptée pour y réaliser une combustion de l'air avec un carburant. Pour ce faire, elle comprend un ou des injecteurs 54 de carburant et un ou des allumeurs 55 pour enflammer un mélange de carburant et d'air comprimé. Le nombre d'allumeurs 55 et le nombre d'injecteurs 54 dépendent de la 20 conformation de la chambre de combustion, de ses dimensions ainsi que du niveau de fiabilité qui doit être atteint. Allumeurs et injecteurs, partie du système d'allumage et du système carburant respectivement, sont commandés par un dispositif de régulation du turbocompresseur, non représenté. 25 Tous ces dispositifs sont connus de l'homme du métier dans la conception des turbomachines. La chambre de combustion 5 peut également comprendre un tube à flamme 56 dont le but est de maintenir les gaz brûlés, à haute température, hors du contact avec la paroi de l'enceinte de combustion 52 qui est maintenue à une 30 température inférieure par un débit d'air entre ladite paroi et ledit tube à flamme. La sortie 53 des gaz brûlés, par laquelle les gaz sont éjectés de la chambre de combustion 5, équipée de la valve d'éjection 6e, est située en un point de la chambre de combustion distant de l'admission 51. The inlet opening 51 communicates with the tank 4 and, depending on the position of the intake valve 6a, an interior volume of the combustion chamber 52 is or is not in communication with the interior volume 41 of the tank. Preferably, the compressed air is taken at a pressure of between 2 and 4 bar depending on the power demanded from the turbine and a pressure control valve, not shown, between the tank 4 and the inlet opening 51 of the chamber. Combustion is used to regulate the pressure to a desired value. The combustion chamber 5 is adapted to perform combustion of the air with a fuel. To do this, it comprises one or more fuel injectors 54 and one or more lighters 55 for igniting a mixture of fuel and compressed air. The number of igniters 55 and the number of injectors 54 depend on the conformation of the combustion chamber, its dimensions as well as the level of reliability that must be achieved. Igniters and injectors, part of the ignition system and the fuel system respectively, are controlled by a turbocharger control device, not shown. All these devices are known to those skilled in the art of turbine engine design. The combustion chamber 5 may also comprise a flame tube 56, the purpose of which is to keep the flue gases, at high temperature, out of contact with the wall of the combustion chamber 52 which is kept at a lower temperature by a air flow between said wall and said flame tube. The exit 53 of the flue gases, through which the gases are ejected from the combustion chamber 5, equipped with the ejection valve 6e, is situated at a point in the combustion chamber remote from the inlet 51.

Avantageusement le volume de l'enceinte de combustion 52 est de forme allongée, l'admission 51 étant à une extrémité de ladite forme allongée et la sortie 53 étant à l'autre extrémité de sorte que ledit volume est balayé par l'air admis dans la chambre de combustion 5 lors d'une étape d'admission d'air. Dans les exemples illustrés, chaque valve, d'admission 6a ou d'éjection 6e, est constituée de deux pièces rotatives 61 de valve, de préférence similaires et agencées de façon symétrique par rapport à un axe de l'ouverture d'admission ou de l'ouverture de sortie respectivement de la chambre de combustion 5. Dans l'exemple illustré chaque pièce rotative 61 comporte une partie cylindrique, sur une face extérieure, d'une longueur au moins égale à une largeur d'ouverture de la valve, c'est à dire une largeur de l'ouverture d'admission ou d'éjection suivant le cas à l'emplacement de la valve considérée. Géométriquement la pièce rotative 61 est inscrite dans un cylindre de section droite circulaire 619, représenté en trait discontinu sur le détail de la figure 4a pour l'une des pièces rotatives, dont l'axe détermine également un axe de rotation 62 de la dite pièce rotative. Sur la partie cylindrique de la pièce rotative deux surfaces 611a, 611b, radialement opposées par rapport à l'axe 62 de la pièce rotative, correspondent à des portions du cylindre exinscrit 619 et sont désignées surfaces d'occlusion. Les deux surfaces d'occlusion 611a, 611b sont reliées par des surfaces 25 intermédiaires 612a, 612b situées à l'intérieur du cylindre exinscrit 619 dites surfaces d'ouverture. Comme il est visible sur les figures, cette agencement donne à une section droite d'une pièce rotative 61 une forme d'ensemble ovoïde dont les extrémités les plus distantes sont des arcs d'un cercle exinscrit à ladite section droite. Une valve est ainsi formée principalement par deux pièces rotatives 61 dont les axes 62 de rotation sont parallèles et distants de sorte que les surfaces d'occlusion se trouvent tangentes lorsque la position des deux pièces rotatives autour de leurs axes respectifs amènent les dites surfaces d'occlusion en vis à vis. Par surfaces d'occlusion tangentes il faut comprendre qu'un jeu fonctionnel est prévu de sorte que chaque pièce rotative est en mesure de tourner de manière synchronisée avec la pièce rotative en vis à vis et que la valve s'oppose à une circulation significative des gaz, compte tenu des pressions en jeu, lorsque les surfaces d'occlusion sont en vis à vis. Les figures 6a à 6f illustrent le fonctionnement d'une valve 6, qui peut être une valve d'admission 6a ou d'éjection 6e. Dans cet exemple les pièces rotatives 61 tournent autour de leurs axes respectifs 62 dans des sens de rotation inversés, comme l'indiquent les flèches correspondant aux dit sens de rotation, et de préférence de telle sorte que les surfaces en contact avec l'écoulement se déplacent, du fait de la rotation, dans le même sens que l'écoulement afin de limiter la formation de turbulences (l'exemple des figures 6a à 6f correspond donc dans cette option au cas d'une sortie de la chambre de combustion). Les pièces rotatives 61 de la valve tournent également de manière synchronisée de sorte que des surfaces d'occlusion 611a, 611b de chacune des pièces rotatives se trouvent en vis à vis pendant une partie de la rotation et que des surfaces d'ouverture 612a, 612b se trouvent en vis à vis pendant une autre partie de la rotation. Dans la position de la figure 6a, des surfaces d'ouverture 612a sont placées en vis à vis dans la position d'ouverture maximale. Cette position détermine la section d'ouverture de l'admission ou de la sortie suivant le cas considéré. On remarque que la forme géométrique des dites surfaces est celles de la chambre de combustion détermine une géométrie de type convergent 10 divergent dont la forme est définie en fonction des caractéristiques souhaitées de l'écoulement local. Dans la position de la figure 6b, les pièces rotatives 61 ont tourné légèrement autour de leurs axes de rotation 62, le rapprochement des surfaces 5 d'occlusion 611a conduisant à une réduction de la section de l'ouverture. Dans la position de la figure 6c, les surfaces d'occlusion 611a sont en vis à vis de sorte que l'ouverture est fermée. L'ouverture reste fermée, c'est à dire que la valve est fermée, au cours de la rotation des pièces rotatives 61 aussi longtemps que les surfaces d'occlusion 10 611a sont encore en vis à vis, c'est à dire jusqu'à la position illustrée sur la figure 6d. Figures 6e et 6f la rotation des pièces rotatives 61 s'est poursuivie de sorte que ce sont maintenant les surfaces d'ouverture 612b qui sont en vis à vis et l'ouverture étant effectivement ouverte jusqu'à une position identique à celle 15 de la figure 6a les deux pièces rotatives 61 ayant tourné autours de leur axes de rotation 62 d'un demi-tour. On comprendra à cet exposé du fonctionnement des valves que le nombre de surfaces d'occlusion peut être différent de deux. Une pièce rotative peut comporter une ou plusieurs surfaces d'occlusion 20 même si le nombre maximum est en pratique limité pour obtenir une distance maximale suffisante en position ouverte entre les surfaces d'ouverture en vis à vis des deux pièces rotatives d'une valve. Dans une forme préférée de réalisation, comme illustré sur les figures 4 à 6, chaque pièce rotative comprend un passage la traversant suivant sa longueur 25 et adapté pour permettre une circulation de fluide, en particulier un fluide de refroidissement, au travers de ladite pièce rotative. Selon un mode de réalisation préférentiel de l'invention, le passage est de forme hélicoïdale, l'axe de l'hélicoïde étant l'axe de rotation de la pièce rotative de façon à accélérer la circulation du fluide de refroidissement au travers de la pièce rotative pendant sa rotation. Bien que la valve d'admission 6a soit d'une structure similaire à la valve d'éjection 6e, les pièces rotatives 61 de la valve d'admission et celles de la valve d'éjection ne sont pas nécessairement identiques, leurs dimensions étant adaptées aux sections respectivement d'admission et de sortie recherchées ainsi qu'à des rapports cycliques de temps de fermeture et d'ouverture de chacune des valves. Comme représentés sur les figures 4 à 6, les pièces rotatives 61 d'éjection et d'admission sont de préférence situées dans des chambres 63, dites chambres de valves, dont les parois assurent la continuité des parois de la chambre de combustion et de l'admission ou de la sortie de la chambre de combustion suivant le cas. La paroi de chaque chambre de valve correspond, à un jeu fonctionnel près, pour partie à la surface du cylindre exinscrit 619 de la valve correspondante de sorte que la valve est en mesure de tourner librement autour de son axe de rotation 62 dans ladite chambre de valve. Chaque valve 6 comporte un dispositif, non représenté, pour entraîner en rotations inversées les pièces rotatives de manière synchronisée. Dans une forme de réalisation particulièrement avantageuse les deux pièces rotatives 61 d'une même valve 6 sont synchronisées de manière mécanique par des roues dentées engrenées situées aux extrémités des parties cylindriques des pièces rotatives. On remarque que deux pièces de forme cylindrique de mêmes dimensions apparaissent la forme la plus simple adaptée à la réalisation des pièces rotatives 61 d'une valve. Ce choix permet en particulier d'obtenir des vitesses tangentielles, sur les surfaces d'occlusion (611a, 611b) en particulier, identiques de sorte que les deux surfaces d'occlusion lors de la rotation des pièces rotatives 61 roulent l'une sur l'autre sans glissement. La réalisation de pièces cylindriques, de même que celle des chambres 63 également cylindrique ne pose également pas de problème industriel particulier. 12 Cependant on comprend également que l'utilisation de pièces rotatives cylindriques n'est pas une exigence absolue, d'autres formes, comportant plusieurs tronçons cylindriques, ou globalement conique voire de formes plus complexes, sont parfaitement envisageables du moment que les formes des deux pièces rotatives sont complémentaires pour présenter chacune au moins une surface d'occlusion et au moins une surface d'ouverture de telle sorte que la valve est ouverte lorsque des surfaces d'ouverture sont en vis à vis et est fermée lorsque des surfaces d'occlusion sont en vis à vis. Dans le cas de formes non cylindriques ou de cylindres de rayons 10 exinscrits différents, la condition de roulement d'une pièce rotative sur l'autre sans glissement n'est alors pas systématiquement respectée. Dans tous les cas, la forme des chambres 63 des pièces rotatives est adaptée à la forme des dites pièces rotatives Dans la forme de réalisation illustrée sur les figures 3a, 3b, un 15 agencement particulièrement compact du turbocompresseur 1 est obtenu par un assemblage présentant les caractéristiques suivantes : - le compresseur 3 et la turbine 2 sont assemblés sur un arbre 7 commun de longueur aussi réduite que possible et tels que les carters de compresseur et de turbine ont une paroi commune de séparation ; 20 - deux chambres de combustion 5 sont fixées avec leurs sorties tangentielles au carter de turbine 24, agencement qui outre le gain d'espace permet de minimiser les pertes de charge dans les écoulements internes entre la chambre de combustion 5 et la turbine 2 ; - le réservoir 4 d'air comprimé enveloppe l'ensemble formé par le 25 compresseur 3, la turbine 2 et les chambres de combustion 5. Dans une forme encore plus compacte, non représentée, les chambres de combustion, bien que toujours de forme allongée, sont cintrées pour épouser un la forme extérieure du carter de turbine, la sortie de chaque chambre de combustion comportant alors un coude pour que les gaz brûlés soient injectés 30 tangentiellement dans le carter de turbine. Advantageously, the volume of the combustion chamber 52 is of elongated shape, the inlet 51 being at one end of said elongate shape and the outlet 53 being at the other end so that said volume is swept by the air admitted into the combustion chamber 5 during an air intake step. In the illustrated examples, each valve 6a or 6e ejection consists of two valve rotating parts 61, preferably similar and arranged symmetrically with respect to an axis of the inlet or outlet opening. the outlet opening respectively of the combustion chamber 5. In the illustrated example, each rotary part 61 comprises a cylindrical part, on an outer face, of a length at least equal to an opening width of the valve, c that is to say a width of the inlet or ejection opening depending on the case at the location of the valve considered. Geometrically, the rotary part 61 is inscribed in a cylinder of circular cross section 619, shown in broken lines on the detail of FIG. 4a for one of the rotating parts, the axis of which also determines an axis of rotation 62 of said part. press. On the cylindrical part of the rotating part, two surfaces 611a, 611b, radially opposite with respect to the axis 62 of the rotating part, correspond to portions of the excluded cylinder 619 and are designated occlusion surfaces. The two occlusion surfaces 611a, 611b are connected by intermediate surfaces 612a, 612b located inside the excluded cylinder 619 called the opening surfaces. As can be seen in the figures, this arrangement gives a cross-section of a rotatable piece 61 an ovoid-shaped form whose most distant ends are arcs of a circle ex-marked at said right section. A valve is thus formed mainly by two rotating parts 61 whose axes 62 of rotation are parallel and distant so that the occlusion surfaces are tangent when the position of the two rotating parts about their respective axes bring said surfaces of occlusion opposite. By tangential occlusion surfaces it is to be understood that a functional clearance is provided so that each rotating part is able to rotate synchronously with the rotating part opposite and that the valve opposes a significant circulation of gas, given the pressures involved, when the occlusion surfaces are opposite. Figures 6a to 6f illustrate the operation of a valve 6, which may be an inlet valve 6a or ejection 6e. In this example the rotating parts 61 rotate about their respective axes 62 in reversed directions of rotation, as indicated by the arrows corresponding to said directions of rotation, and preferably such that the surfaces in contact with the flow are move, because of the rotation, in the same direction as the flow to limit the formation of turbulence (the example of Figures 6a to 6f corresponds in this option to the case of an output of the combustion chamber). The rotating parts 61 of the valve also turn synchronously so that occlusion surfaces 611a, 611b of each of the rotating parts are facing a part of the rotation and that opening surfaces 612a, 612b are facing each other during another part of the rotation. In the position of Figure 6a, opening surfaces 612a are placed opposite in the maximum open position. This position determines the opening section of the inlet or outlet depending on the case considered. Note that the geometric shape of said surfaces is that of the combustion chamber determines a divergent convergent type geometry whose shape is defined according to the desired characteristics of the local flow. In the position of FIG. 6b, the rotating parts 61 have rotated slightly about their axes of rotation 62, the approximation of the occlusion surfaces 611a leading to a reduction of the section of the opening. In the position of Figure 6c, the occlusion surfaces 611a are facing each other so that the opening is closed. The opening remains closed, that is to say that the valve is closed, during the rotation of the rotating parts 61 as long as the occlusion surfaces 611a are still facing, that is to say until at the position illustrated in Figure 6d. Figures 6e and 6f the rotation of the rotating parts 61 has continued so that it is now the opening surfaces 612b which are opposite and the opening being effectively open to a position identical to that 15 of the Figure 6a the two rotating parts 61 having rotated around their axes of rotation 62 by a half-turn. It will be understood in this discussion of the operation of the valves that the number of occlusion surfaces may be different from two. A rotating part may comprise one or more occlusion surfaces 20 even if the maximum number is in practice limited to obtain a sufficient maximum distance in the open position between the opening surfaces facing the two rotary parts of a valve. In a preferred embodiment, as illustrated in FIGS. 4 to 6, each rotating part comprises a passage therethrough along its length 25 and adapted to allow fluid circulation, in particular a cooling fluid, through said rotary part. . According to a preferred embodiment of the invention, the passage is of helical shape, the axis of the helicoid being the axis of rotation of the rotating part so as to accelerate the circulation of the cooling fluid through the workpiece rotating during its rotation. Although the intake valve 6a is of a similar structure to the ejection valve 6e, the rotating parts 61 of the intake valve and those of the ejection valve are not necessarily identical, their dimensions being adapted the desired inlet and outlet sections respectively, as well as cyclic closing and opening time ratios for each of the valves. As shown in FIGS. 4 to 6, the rotary parts 61 for ejection and admission are preferably located in chambers 63, called valve chambers, the walls of which ensure the continuity of the walls of the combustion chamber and the combustion chamber. inlet or outlet of the combustion chamber as appropriate. The wall of each valve chamber corresponds, with a functional clearance near, partly to the surface of the cylinder exinscrit 619 of the corresponding valve so that the valve is able to freely rotate about its axis of rotation 62 in said chamber of valve. Each valve 6 comprises a device, not shown, for driving in rotational rotation the rotating parts in a synchronized manner. In a particularly advantageous embodiment, the two rotary parts 61 of the same valve 6 are mechanically synchronized by gear wheels at the ends of the cylindrical portions of the rotating parts. Note that two cylindrical parts of the same dimensions appear the simplest form suitable for producing the rotating parts 61 of a valve. This choice makes it possible in particular to obtain tangential speeds, in particular on the occlusion surfaces (611a, 611b), so that the two occlusion surfaces during the rotation of the rotating parts 61 roll on each other. other without slip. The production of cylindrical parts, as well as cylindrical chambers 63 also does not pose any particular industrial problem. However, it is also understood that the use of cylindrical rotating parts is not an absolute requirement, other shapes having several cylindrical sections, or generally conical or even more complex shapes, are perfectly conceivable as long as the shapes of both rotary parts are complementary to each have at least one occlusion surface and at least one opening surface so that the valve is open when opening surfaces are facing and is closed when occlusion surfaces are opposite. In the case of different non-cylindrical shapes or rolls of different radii, the rolling condition of a rotating part on the other without slipping is then not systematically respected. In all cases, the shape of the chambers 63 of the rotating parts is adapted to the shape of said rotating parts. In the embodiment illustrated in FIGS. 3a, 3b, a particularly compact arrangement of the turbocharger 1 is obtained by an assembly presenting the following features: the compressor 3 and the turbine 2 are assembled on a common shaft 7 of as short a length as possible and such that the compressor and turbine casings have a common separation wall; Two combustion chambers 5 are fixed with their tangential outlets to the turbine casing 24, an arrangement which, in addition to the space saving, makes it possible to minimize the pressure drops in the internal flows between the combustion chamber 5 and the turbine 2; the tank 4 of compressed air envelopes the assembly formed by the compressor 3, the turbine 2 and the combustion chambers 5. In a still more compact form, not shown, the combustion chambers, although still of elongated shape are bent to fit the outer shape of the turbine casing, the outlet of each combustion chamber then having a bend so that the flue gases are injected tangentially into the turbine casing.

Dans une forme de réalisation une partie au moins de l'air 32 sortant du compresseur 3 traverse la turbine 2 par des ouvertures communicant entre deux faces latérales de ladite turbine, perpendiculaires à la direction de son axe de rotation 22, avantageusement au niveau des augets 21, afin d'en améliorer le refroidissement. En dehors d'une phase de démarrage du turbocompresseur 1, phase de démarrage qui peut faire appel à un compresseur extérieur ou à un lanceur électrique de la partie tournante formée par le compresseur 3 et la turbine 2, le fonctionnement du turbocompresseur est le suivant. In one embodiment at least a portion of the air 32 leaving the compressor 3 passes through the turbine 2 through openings communicating between two lateral faces of said turbine, perpendicular to the direction of its axis of rotation 22, preferably at the level of the buckets 21, to improve cooling. Apart from a start-up phase of the turbocharger 1, a start-up phase which can use an external compressor or an electric launcher of the rotating part formed by the compressor 3 and the turbine 2, the operation of the turbocharger is as follows.

Le compresseur 3, entraîné en rotation par la turbine 2, produit de l'air comprimé 32 à partir de l'air ambiant, lequel air comprimé est envoyé dans le réservoir 4, le cas échéant après avoir participé pour partie au refroidissement de la turbine 2. Une partie de l'air comprimé du réservoir 4 est prélevé par la ou les chambres de combustion 5 et après combustion avec un carburant est éjecté dans le canal torique 25 du carter de turbine 24 sous l'effet de la pression résultant de la combustion. Les gaz éjectés génèrent sur les augets 21 de la turbine 2 des forces d'action qui entraîne la turbine en rotation avant que les dits gaz ne soient eux- mêmes, en raison de leur pression et de la force centrifuge s'exerçant du fait de la vitesse de rotation de la turbine 2, libérés au niveau des sorties 27 du carter de turbine 24. En régime permanent la pression dans le réservoir 4, résultat de la compression d'un air extérieur à la pression PO et d'un débit de sortie de l'air comprimé prélevé dans le réservoir 4 pour les besoins des chambres de combustion 5 d'une part et pour son utilisation par la sortie de prélèvement 42, est établie à une valeur P2 sensiblement constante et le turbocompresseur 1 délivre un débit massique d'air comprimé qui peut être prélevé dans le réservoir pour les applications prévues, en particulier pour le soufflage de surfaces aérodynamiques d'un aéronef. The compressor 3, driven in rotation by the turbine 2, produces compressed air 32 from the ambient air, which compressed air is sent into the tank 4, if necessary after part of the cooling of the turbine. 2. A portion of the compressed air of the tank 4 is withdrawn by the combustion chamber (s) 5 and after combustion with a fuel is ejected into the O-channel 25 of the turbine casing 24 under the effect of the pressure resulting from the combustion. The ejected gases generate on the buckets 21 of the turbine 2 forces of action which drives the turbine in rotation before the said gases are themselves, because of their pressure and the centrifugal force exerted due to the speed of rotation of the turbine 2, released at the outlets 27 of the turbine casing 24. In steady state the pressure in the tank 4, resulting from the compression of an outside air at the pressure PO and a flow rate of the outlet of the compressed air taken from the tank 4 for the purposes of the combustion chambers 5 on the one hand and for its use by the sampling outlet 42 is set to a substantially constant value P2 and the turbocharger 1 delivers a mass flow rate of compressed air that can be taken from the tank for the intended applications, in particular for the blowing of aerodynamic surfaces of an aircraft.

Les moyens de régulation agissent si besoin sur le fonctionnement du turbocompresseur pour maintenir la pression dans le réservoir en fonction des variations de prélèvement de l'air comprimé par la sortie de prélèvement 42. Les chambres de combustion 5 peuvent elles-mêmes fonctionner dans le 5 turbocompresseur 1 suivant deux modes différents. Le premier mode est dit mode pulsé, le second mode est dit mode continu. Dans le mode pulsé les valves 6a, 6e sont actives, c'est à dire que les parties rotatives 61 sont en rotation coordonnées pour réaliser dans chaque 10 chambre de combustion un cycle de combustion explosive, illustré sur les figures 5a, 5b et 5c, enchaînant : - une phase d'admission d'air comprimé, figure 5a, les valves d'admission 6a et d'éjection 6e étant dans des positions ouvertes, i.e. les surfaces d'ouverture 612a ou 612b des pièces rotatives 61 de chaque valve étant 15 en vis à vis ; - une phase d'injection de carburant par le ou les injecteurs 54 et de combustion à volume constant, figure 5b, la combustion étant initiée par les allumeurs 55, les valves d'admission 6a et d'éjection 6e étant dans des positions fermées, i.e. les surfaces d'occlusion 611a ou 611b des pièces rotatives 61 de 20 chaque valve étant en vis à vis ; - une phase de détente, figure 5 c, dans laquelle la valve d'admission 6a est fermée, i.e. les surfaces d'occlusion 611a ou 611b des pièces rotatives 61 de la valve étant en vis à vis, et la valve d'éjection 6e est ouverte, i.e. les surfaces d'ouverture 612a ou 612b des pièces rotatives 61 de la valve étant en vis à vis, 25 les gaz brûlés étant dans cette phase de détente injectés dans le canal torique 25 par la lumière d'injection 26 du carter de la turbine. Ce cycle précédent est alors renouvelé périodiquement avec une fréquence qui permet de moduler la puissance apportée sur l'arbre 7 de la turbine 2 et donc sur le débit du compresseur 3. The regulating means act, if necessary, on the operation of the turbocharger in order to maintain the pressure in the reservoir as a function of the variations in the sampling of the compressed air by the sampling outlet 42. The combustion chambers 5 can themselves function in the 5 turbocharger 1 according to two different modes. The first mode is called pulsed mode, the second mode is called continuous mode. In the pulsed mode the valves 6a, 6e are active, that is to say that the rotating parts 61 are in coordinated rotation to produce in each combustion chamber an explosive combustion cycle, illustrated in FIGS. 5a, 5b and 5c, chaining: - a phase of admission of compressed air, FIG. 5a, the intake valves 6a and ejection valves 6e being in open positions, ie the opening surfaces 612a or 612b of the rotating parts 61 of each valve being 15 opposite; a fuel injection phase by the injector (s) 54 and constant volume combustion, FIG. 5b, the combustion being initiated by the igniters 55, the intake and outlet valves 6a and 6e being in closed positions, ie the occlusion surfaces 611a or 611b of the rotating parts 61 of each valve being facing each other; an expansion phase, FIG. 5c, in which the admission valve 6a is closed, ie the occlusion surfaces 611a or 611b of the rotary parts 61 of the valve being opposite, and the ejection valve 6e is open, ie the opening surfaces 612a or 612b of the rotating parts 61 of the valve being opposite, the burnt gases being in this expansion phase injected into the toric channel 25 by the injection light 26 of the casing of the turbine. This previous cycle is then renewed periodically with a frequency which makes it possible to modulate the power supplied to the shaft 7 of the turbine 2 and thus to the flow rate of the compressor 3.

Ce mode de fonctionnement qui correspond au cycle thermodynamique dit de Humphrey illustré sur la figure 7 est particulièrement avantageux d'une part en ce que sa régulation est simple, la puissance étant liée à la fréquence des cycles c'est à dire en pratique à la vitesse d'entraînement des valves 6a, 6e synchronisée avec l'injection de carburant et les allumeurs, et d'autre part en ce que le rendement de la combustion vis à vis du travail fourni est supérieur à celui des autres cycles thermodynamiques tels que le cycle de Beau de Rochas ou le cycle de Joule-Brayton illustrés pour comparaison sur la figure 7. Dans la phase d'admission de la figure 5a, la position ouverte simultanée des deux valves d'admission 6a et d'éjection 6e permet le remplissage complet de l'enceinte de combustion 52 par l'air comprimé simultanément à l'expulsion des résidus de gaz brûlés, phénomène qui est induit non seulement par la pression de l'air au niveau de l'arrivée d'air par l'ouverture d'admission 51 de ladite enceinte de combustion mais également par une aspiration, liée à la turbine 2 en rotation, au niveau de la sortie 53 de la chambre de combustion 5. Dans le mode continu, contrairement au mode pulsé, les valves d'admission 6a et d'éjection 6e restent fixes en positions ouvertes suivant la configuration illustrée sur la figure 4. Dans ce mode de fonctionnement l'admission d'air comprimé, l'injection de carburant et la combustion sont réalisées de manière permanente suivant le cycle thermodynamique dit de Joule-Brayton illustré sur la figure 7 et qui correspond au cycle de fonctionnement des turboréacteurs conventionnels dans lequel la combustion est réalisée à pression constante. Bien que d'un rendement moindre que le mode pulsé, ce mode de fonctionnement continu présente l'avantage d'être d'un fonctionnement plus fiable en raison de la position fixe des valves d'admission 6a et d'éjection 6e et de provoquer moins d'émissions sonores du fait de l'absence des explosions. Ainsi le turbocompresseur 1, suivant les conditions particulières de sa mise en oeuvre, pourra utiliser indifféremment l'un ou l'autre des modes pulsé ou continu suivant que les conditions devront privilégier la fiabilité et ou la réduction de nuisances sonores ou bien le rendement énergétique. Par exemple pour l'application du turbocompresseur 1 de l'invention sur un avion, le mode continu sera préféré dans les phases de vol à basse altitude, en particulier pendant les phases de décollage et d'atterrissage, et le mode pulsé sera préféré pendant les phases de vol en croisière pour lesquelles le critère de consommation de carburant, donc de rendement énergétique, est essentiel. Dans le cas où seul le mode continu serait mis en oeuvre par le turbocompresseur, les chambres de combustion sont avantageusement réalisées sans valve, avec des admissions et des sorties de sections constantes, afin de simplifier le dispositif. L'invention permet ainsi de produire l'important volume d'air comprimé nécessaire pour des applications embarquées sur un aéronef tel que du soufflage de surfaces aérodynamiques avec un turbocompresseur particulièrement compact et de rendement plus élevé que dans les moteurs à combustion interne utilisant d'autres cycles thermodynamiques que ceux mis en oeuvre dans le turbocompresseur. This operating mode, which corresponds to the so-called Humphrey thermodynamic cycle illustrated in FIG. 7, is particularly advantageous on the one hand in that its regulation is simple, the power being linked to the frequency of the cycles, ie in practice to the driving speed of the valves 6a, 6e synchronized with the fuel injection and igniters, and secondly in that the combustion efficiency with respect to the work provided is greater than that of other thermodynamic cycles such as the Beau de Rochas cycle or the Joule-Brayton cycle illustrated for comparison in FIG. 7. In the intake phase of FIG. 5a, the simultaneous open position of the two intake and outlet valves 6a and 6e enables filling. complete combustion chamber 52 by the compressed air simultaneously with the expulsion of burnt gas residues, a phenomenon which is induced not only by the air pressure at the air inlet by the inlet opening 51 of said combustion chamber but also by a suction, connected to the turbine 2 in rotation, at the outlet 53 of the combustion chamber 5. In the continuous mode, unlike the pulsed mode, the valves 6a admission and ejection 6e remain fixed in open positions in the configuration shown in Figure 4. In this mode of operation compressed air intake, fuel injection and combustion are carried out permanently according to the Joule-Brayton thermodynamic cycle illustrated in Figure 7 and which corresponds to the operating cycle of conventional turbojets in which the combustion is carried out at constant pressure. Although less efficient than the pulsed mode, this continuous mode of operation has the advantage of being more reliable operation due to the fixed position of the intake valves 6a and 6e ejection and cause less noise due to lack of explosions. Thus, the turbocharger 1, according to the particular conditions of its implementation, can use either one of the pulsed or continuous modes depending on whether the conditions should favor reliability and or reduction of noise or energy efficiency . For example, for the application of the turbocharger 1 of the invention on an aircraft, the continuous mode will be preferred in the low-altitude flight phases, in particular during the take-off and landing phases, and the pulsed mode will be preferred during cruising flight phases for which the criterion of fuel consumption, therefore fuel efficiency, is essential. In the case where only the continuous mode would be implemented by the turbocharger, the combustion chambers are advantageously made without valve, with admissions and outputs of constant sections, to simplify the device. The invention thus makes it possible to produce the large volume of compressed air required for applications onboard an aircraft such as blowing aerodynamic surfaces with a particularly compact turbocharger and with a higher efficiency than in internal combustion engines using conventional combustion engines. other thermodynamic cycles than those used in the turbocharger.

Claims (10)

REVENDICATIONS1 - Turbocompresseur (1) comportant un compresseur (3) entraîné par une turbine (2) actionnée par les gaz brûlés d'au moins une chambre de combustion (5) caractérisé en ce que : -la turbine (2) est une turbine à augets (21), les dits augets étant répartis sur la périphérie d'un disque de turbine, les dits augets circulant dans un canal torique (25) d'un carter de turbine (24) lorsque la turbine est en rotation autour d'un axe (22) de rotation du disque de turbine ; les gaz brûlés sont injectés tangentiellement à la turbine (2) sur une face d'action des augets (21) par une lumière (26) du carter de turbine débouchant dans le canal torique (25) ; la ou les chambres de combustion (5) sont alimentées en air comprimé par des ouvertures d'admission (51) de l'air comprimé dans ladite ou les dites chambres de combustion depuis un réservoir (4) d'air comprimé dans le volume intérieur (41) duquel débouchent les sorties d'air comprimé (32) du compresseur (3). CLAIMS1 - Turbocharger (1) comprising a compressor (3) driven by a turbine (2) driven by the flue gases of at least one combustion chamber (5) characterized in that: -the turbine (2) is a turbine to buckets (21), said buckets being distributed over the periphery of a turbine disk, said buckets circulating in an O-channel (25) of a turbine casing (24) when the turbine is rotating around a axis (22) of rotation of the turbine disk; the burnt gases are injected tangentially to the turbine (2) on an action face of the buckets (21) by a slot (26) of the turbine casing opening into the toric channel (25); the combustion chamber or chambers (5) are supplied with compressed air by inlet openings (51) for compressed air in said combustion chamber or chambers from a reservoir (4) of compressed air in the internal volume (41) from which open the compressed air outlets (32) of the compressor (3). 2 - Turbocompresseur suivant la revendication 1 dans lequel la turbine (2) et le compresseur (3) sont fixés sur un arbre commun (7). 2 - turbocharger according to claim 1 wherein the turbine (2) and the compressor (3) are fixed on a common shaft (7). 3 - Turbocompresseur suivant la revendication 2 dans lequel le compresseur (3) est un compresseur centrifuge. 3 - turbocharger according to claim 2 wherein the compressor (3) is a centrifugal compressor. 4 - Turbocompresseur suivant la revendication 3 dans lequel la turbine (2), le compresseur (3) et éventuellement la ou les chambres de combustion (5) sont agencés à l'intérieur du réservoir (4). 4 - Turbocharger according to claim 3 wherein the turbine (2), the compressor (3) and optionally the combustion chamber or chambers (5) are arranged inside the tank (4). 5 - Turbocompresseur suivant l'une des revendications 1 à 4 dans lequel la chambre de combustion (5) comporte une enceinte de combustion (52) ouverte sur une admission (51), en communication avec le volume intérieur (41) du réservoir, et sur une sortie (53), en communication avec une lumière (26) du carter de turbine, adaptée au fonctionnement en continu de la chambre de combustion (5) avec une combustion à pression constante. 5 - turbocharger according to one of claims 1 to 4 wherein the combustion chamber (5) comprises a combustion chamber (52) open on an inlet (51), in communication with the interior volume (41) of the reservoir, and at an outlet (53), in communication with a turbine housing slot (26), adapted for continuous operation of the combustion chamber (5) with constant pressure combustion. 6 - Turbocompresseur suivant l'une des revendications 1 à 4 dans lequel lachambre de combustion (5) comporte une enceinte de combustion (52) et comporte une valve d'admission (6a) entre ladite enceinte de combustion et une ouverture d'admission (51), en communication avec le volume intérieur (41) du réservoir, et comporte une valve d'éjection (6e) entre ladite enceinte de combustion et une sortie (53), en communication avec une lumière (26) du carter de turbine, chaque valve comportant au moins une position ouverte et au moins une position fermée de sorte que, en plaçant les valves d'admission (6a) et d'éjection (6e) chacune dans l'une ou l'autre des positions ouverte ou fermée de manière cyclique, la chambre de combustion (5) fonctionne avec une combustion à volume constant suivant un mode dit pulsé.6 - turbocharger according to one of claims 1 to 4 wherein the combustion chamber (5) comprises a combustion chamber (52) and comprises an inlet valve (6a) between said combustion chamber and an inlet opening ( 51), in communication with the interior volume (41) of the tank, and comprises an ejection valve (6e) between said combustion chamber and an outlet (53), in communication with a light (26) of the turbine casing, each valve having at least one open position and at least one closed position so that, by placing the intake (6a) and ejection (6e) valves each in one of the open or closed positions of cyclically, the combustion chamber (5) operates with a constant volume combustion in a so-called pulsed mode. 7 Turbocompresseur suivant la revendication 6 dans lequel la chambre de combustion (5) fonctionne avec une combustion à pression constante suivant un mode dit continu lorsque les valves d'admission (6a) et d'éjection (6e) sont maintenues en positions ouvertes.A turbocharger according to claim 6 wherein the combustion chamber (5) operates with constant pressure combustion in a so-called continuous mode when the intake (6a) and ejection (6e) valves are held in open positions. 8 Turbocompresseur suivant la revendication 6 ou la revendication 7 dans lequel chaque valve (6a, 6e) comporte deux pièces rotatives (61), mobiles en rotation chacune autour d'un axe de rotation, chaque pièce rotative (61) comportant au moins une surface d'occlusion (611a, 611b) et au moins une surface d'ouverture (612a, 612b), de telle sorte que : - lorsque des surfaces d'occlusion (611a, 611b) des deux pièces rotatives sont en vis à vis la valve est fermée et s'oppose à la circulation des gaz depuis ou vers l'enceinte de combustion (52) ; - lorsque des surfaces d'ouverture (612a, 612b) des deux pièces rotatives sont en vis à vis la valve et ouverte et autorise la circulation des gaz depuis ou vers l'enceinte de combustion (52).8 turbocharger according to claim 6 or claim 7 wherein each valve (6a, 6e) comprises two rotating parts (61), each rotatable about an axis of rotation, each rotary member (61) having at least one surface occlusion device (611a, 611b) and at least one opening surface (612a, 612b), such that: - when occlusion surfaces (611a, 611b) of the two rotating parts are facing the valve is closed and opposes the flow of gases from or to the combustion chamber (52); - When opening surfaces (612a, 612b) of the two rotating parts are opposite the valve and open and allows the flow of gas from or to the combustion chamber (52). 9 - Turbocompresseur suivant la revendication 8 dans lequel les pièces rotatives (61) sont cylindriques dans la zone des surfaces d'occlusion.9 - Turbocharger according to claim 8 wherein the rotating parts (61) are cylindrical in the area of the occlusion surfaces. 10 - Aéronef comportant des surfaces aérodynamiques soumises à un soufflage par un air comprimé prélevé dans le réservoir (4) d'un turbocompresseur (1) conforme à l'une des revendications précédentes au niveau d'une sortie de prélèvement (42). 10 - Aircraft comprising aerodynamic surfaces subjected to blowing by compressed air taken from the tank (4) of a turbocharger (1) according to one of the preceding claims at a sampling outlet (42).
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