FR3042817A1 - DOUBLE BODY TURBOMACHINE - Google Patents

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Abstract

Turbomachine (1) à double corps, comportant un moteur qui est entouré par une nacelle (2) et qui comprend une turbine haute pression (10) et une turbine basse pression (11), ladite turbomachine (1) comprenant des moyens (13) d'alimentation en air d'un compartiment (7) situé entre la nacelle (2) et le moteur, des moyens (6) d'évacuation de cet air, et des moyens de guidage d'air (9) s'étendant au moins en partie autour d'au moins un carter (31, 32) du moteur et définissant au moins un passage annulaire d'air (P1,P2) de refroidissement du carter (31, 32) depuis le compartiment (7) jusqu'aux moyens d'évacuation (6), caractérisée en ce que lesdits moyens de guidage d'air (9) comprennent une première partie annulaire (9a) s'étendant autour d'un carter (32) de turbine haute pression, une deuxième partie annulaire (9c) s'étendant autour d'un carter (31) de turbine basse pression, et des moyens de passage d'air (9b) disposés entre la première partie (9a) et la deuxième partie (9c) et permettant un passage d'air depuis le compartiment (7) vers le passage annulaire d'air (P2) de la deuxième partie (9c).Double-body turbomachine (1) comprising a motor which is surrounded by a nacelle (2) and which comprises a high-pressure turbine (10) and a low-pressure turbine (11), said turbomachine (1) comprising means (13) supplying air to a compartment (7) located between the nacelle (2) and the engine, means (6) for evacuating this air, and air guiding means (9) extending to at least partially around at least one housing (31, 32) of the engine and defining at least one annular air passage (P1, P2) for cooling the housing (31, 32) from the compartment (7) to evacuation means (6), characterized in that said air guiding means (9) comprise a first annular portion (9a) extending around a high pressure turbine casing (32), a second annular portion (9c) extending around a low pressure turbine housing (31), and air passage means (9b) disposed between the first portion (9a) and the second portion ( 9c) and allowing an air passage from the compartment (7) to the annular air passage (P2) of the second part (9c).

Description

Turbomachine à double corpsDouble-body turbomachine

DOMAINE TECHNIQUETECHNICAL AREA

La présente invention a pour objet une turbomachine à double corps, du type comprenant une turbine basse pression et une turbine haute pression. Elle concerne en particulier un turbopropulseur à double corps. La turbomachine selon l’invention permet le refroidissement d’un carter de turbine basse pression et d’un carter de turbine haute pression.The present invention relates to a double-body turbomachine, of the type comprising a low-pressure turbine and a high-pressure turbine. In particular, it relates to a turboprop engine with a double body. The turbomachine according to the invention allows the cooling of a low pressure turbine casing and a high pressure turbine casing.

ETAT DE L’ARTSTATE OF THE ART

Un turbopropulseur comprend classiquement : - une entrée d’air, permettant d’alimenter en air une veine du moteur; - des compresseurs, en général un compresseur basse pression et un compresseur haute pression : ils fournissent la quantité d’air maximale qui peut être chauffée dans l’espace de la chambre de combustion. Chaque compresseur est constitué de la même façon. Il est composé de disques mobiles avec des aubes appelées rotors, et de disques d’aubes fixes appelées stators. En tournant, les aubes du rotor aspirent l’air amené via l’entrée d’air, le flux ainsi créé étant stabilisé à l’aide des aubes du stator. Les fonctions des compresseurs sont nombreuses, ils permettent le refroidissement des parties les plus chaudes du moteur, l’alimentation en carburant de la chambre à combustion, la pressurisation de joints d’étanchéité ; - une chambre annulaire de combustion, lorsque l’air comprimé arrive dans la chambre de combustion, le carburant est injecté puis brûlé. La quantité de carburant ajoutée dépend de la quantité d’air qui arrive dans la chambre. Le mélange air/carburant s’enflamme, la chaleur créée produit une forte dilatation du mélange, ce qui aboutit à une grande force de poussée ; - des turbines ; en général une turbine haute pression et une turbine basse pression, dans lesquelles a lieu une détente des gaz de combustion ; - une tuyère d’échappement des gaz de combustion, et - une hélice reliée à la turbine. Elle est placée à l’avant de l’entrée d’air et fournit la principale poussée.A turboprop engine conventionally comprises: - an air inlet, for supplying air to a vein of the engine; - Compressors, usually a low pressure compressor and a high pressure compressor: they provide the maximum amount of air that can be heated in the space of the combustion chamber. Each compressor is constituted in the same way. It is composed of moving discs with blades called rotors, and blades of fixed blades called stators. By rotating, the rotor blades suck air supplied via the air inlet, the flow created thereby being stabilized with the aid of the stator vanes. The functions of the compressors are numerous, they allow the cooling of the hottest parts of the engine, the fuel supply of the combustion chamber, the pressurization of seals; - An annular combustion chamber, when the compressed air arrives in the combustion chamber, the fuel is injected and burned. The amount of fuel added depends on the amount of air coming into the chamber. The air / fuel mixture ignites, the created heat produces a strong expansion of the mixture, which results in a great pushing force; - turbines; generally a high pressure turbine and a low pressure turbine, in which the combustion gases are expanded; an exhaust nozzle for the combustion gases, and a propeller connected to the turbine. It is placed at the front of the air intake and provides the main thrust.

Un turbopropulseur à double corps comprend un corps basse pression et un corps haute pression. Le corps basse pression entraîne l’hélice par l’intermédiaire d’un arbre basse pression. Le corps haute pression comprend un compresseur haute pression et une turbine haute pression dont les rotors sont liés ensemble par un arbre haute pression. L’air qui pénètre dans le moteur est comprimé dans le compresseur haute pression avant d’alimenter la chambre de combustion où il est mélangé à du carburant puis brûlé avant d’être injecté dans la turbine haute pression puis la turbine basse pression. Il est ensuite évacué par une tuyère d’éjection des gaz d’échappement.A twin-body turboprop comprises a low pressure body and a high pressure body. The low pressure body drives the propeller through a low pressure shaft. The high pressure body comprises a high pressure compressor and a high pressure turbine whose rotors are connected together by a high pressure shaft. The air entering the engine is compressed in the high pressure compressor before feeding the combustion chamber where it is mixed with fuel and burned before being injected into the high pressure turbine and the low pressure turbine. It is then evacuated by an exhaust nozzle exhaust.

Dans ce type de propulseur, il est connu de prélever de l’air dans une zone amont (les termes amont et aval faisant référence au sens d’écoulement des gaz dans le turbopropulseur) du turbopropulseur pour ventiler la nacelle du turbopropulseur, qui s’étend autour du moteur. Des moyens de guidage d’air peuvent être avantageusement disposés à proximité du carter de la turbine basse pression de façon à accélérer le débit d’air frais à proximité du carter et ainsi favoriser son refroidissement.In this type of thruster, it is known to draw air in an upstream zone (the upstream and downstream terms referring to the direction of flow of the gases in the turboprop) of the turboprop to ventilate the nacelle of the turboprop, which s' extends around the engine. Air guiding means may advantageously be arranged near the casing of the low pressure turbine so as to accelerate the flow of fresh air near the casing and thus promote its cooling.

Une difficulté rencontrée est liée au rayonnement du carter de la turbine haute pression. De par sa chaleur, ce carter émet une forte puissance par rayonnement à l’intérieur de la nacelle. A certains points de fonctionnement, cette puissance émise peut causer des problèmes de tenue thermique du capot de la nacelle. On pourrait envisager de prolonger les moyens de guidage d’air entourant le carter de la turbine basse pression jusqu’à la turbine haute pression, de manière à entourer le carter de la turbine haute pression, mais cette solution aurait pour inconvénient de limiter la ventilation de la nacelle en aval de la turbine haute pression, du fait de la formation d’un cône de captation d’air au niveau de l’extrémité amont des moyens de guidage d’air.A difficulty encountered is related to the radiation of the housing of the high pressure turbine. Due to its heat, this casing emits a strong power by radiation inside the nacelle. At certain points of operation, this emitted power can cause thermal problems of the cover of the nacelle. One could consider extending the air guiding means surrounding the casing of the low pressure turbine to the high pressure turbine, so as to surround the casing of the high pressure turbine, but this solution would have the disadvantage of limiting ventilation of the nacelle downstream of the high pressure turbine, due to the formation of an air catching cone at the upstream end of the air guiding means.

La présente invention vise à remédier à ces inconvénients, en proposant une turbomachine à double corps, en particulier un turbopropulseur à double corps, dans laquelle on refroidit efficacement le carter de turbine basse pression et le carter de turbine haute pression, tout en ventilant de manière optimisée la nacelle de la turbomachine.The present invention aims to remedy these drawbacks, by proposing a double-body turbomachine, in particular a twin-body turboprop engine, in which the low-pressure turbine casing and the high-pressure turbine casing are effectively cooled while ventilating in a controlled manner. optimized the nacelle of the turbomachine.

EXPOSE DE L’INVENTION L’invention a ainsi pour objet une turbomachine à double corps, comportant un moteur qui est entouré par une nacelle et qui comprend une turbine haute pression et une turbine basse pression, ladite turbomachine comprenant des moyens d’alimentation en air d’un compartiment situé entre la nacelle et le moteur, des moyens d’évacuation de cet air, et des moyens de guidage d’air s’étendant au moins en partie autour d’au moins un carter du moteur et définissant au moins un passage annulaire d’air de refroidissement du carter depuis le compartiment jusqu’aux moyens d’évacuation.SUMMARY OF THE INVENTION The subject of the invention is thus a double-body turbomachine comprising a motor which is surrounded by a nacelle and which comprises a high-pressure turbine and a low-pressure turbine, the said turbomachine comprising means for supplying air. a compartment located between the nacelle and the engine, means for evacuating this air, and air guiding means extending at least partly around at least one housing of the engine and defining at least one annular passage of cooling air from the housing from the compartment to the evacuation means.

Dans la turbomachine selon l’invention, lesdits moyens de guidage d’air comprennent une première partie annulaire s’étendant autour d’un carter de turbine haute pression, une deuxième partie annulaire s’étendant autour d’un carter de turbine basse pression, et des moyens de passage d’air disposés entre la première partie et la deuxième partie et permettant un passage d’air depuis le compartiment vers le passage annulaire d’air de la deuxième partie.In the turbomachine according to the invention, said air guiding means comprise a first annular portion extending around a high pressure turbine casing, a second annular portion extending around a low pressure turbine casing, and air passage means disposed between the first portion and the second portion and allowing passage of air from the compartment to the annular air passage of the second portion.

Ainsi, avantageusement, la première partie des moyens de guidage d’air définit un passage d’air à proximité du carter de turbine haute pression, ce qui permet de refroidir le carter de turbine haute pression. Les moyens de passage d’air permettent la formation d’un deuxième cône de captation d’air, en aval du premier cône de captation associé à l’extrémité amont de la première partie des moyens de guidage d’air. Ce cône de captation supplémentaire, qui affaiblit le premier cône de captation, permet d’élargir la zone de ventilation du compartiment, en ventilant la zone située entre les deux cônes.Thus, advantageously, the first part of the air guiding means defines an air passage near the high pressure turbine casing, which allows to cool the high pressure turbine casing. The air passage means allow the formation of a second air intake cone, downstream of the first capture cone associated with the upstream end of the first part of the air guiding means. This additional capture cone, which weakens the first capture cone, enlarges the ventilation zone of the compartment, by ventilating the area between the two cones.

La première et la deuxième partie des moyens de guidage sont avantageusement distinctes et entièrement séparées l’une de l’autre par les moyens de passage d’air. On obtient ainsi une excellente ventilation du compartiment. L’extrémité amont de ladite première partie et/ou de ladite deuxième partie des moyens de guidage d’air peut être configurée pour améliorer le guidage de l’air. L’extrémité amont de ladite première partie et/ou de ladite deuxième partie peut ainsi avoir en section une forme de type « lemniscate de Bernoulli >> (une forme sensiblement en C sur les figures), dont l’ouverture est orientée vers l’aval.The first and the second part of the guide means are advantageously separate and completely separated from each other by the air passage means. This provides excellent ventilation of the compartment. The upstream end of said first portion and / or said second portion of the air guide means may be configured to improve air guidance. The upstream end of said first portion and / or of said second portion may thus have in section a shape of "Bernoulli lemniscate" type (a shape substantially in C in the figures), the opening of which is oriented towards the downstream.

Les moyens d’alimentation en air peuvent être distincts d’une entrée d’air d’alimentation d’une veine principale du moteur.The air supply means may be separate from a supply air inlet of a main vein of the engine.

Pour régler le rapport entre le débit d’air capté dans la première partie des moyens de guidage et le débit d’air capté dans la deuxième partie des moyens de guidage, la turbomachine peut comprendre des moyens de réglage de l’espacement radial entre la première partie des moyens de guidage d’air et le carter de turbine haute pression et/ou de l’espacement radial entre la deuxième partie des moyens de guidage d’air et le carter de turbine basse pression.To adjust the ratio between the air flow rate captured in the first portion of the guide means and the air flow rate captured in the second portion of the guide means, the turbomachine may comprise means for adjusting the radial spacing between the first portion of the air guiding means and the high pressure turbine casing and / or the radial spacing between the second portion of the air guiding means and the low pressure turbine casing.

Pour régler le rapport entre le débit d’air capté dans la première partie des moyens de guidage et le débit d’air capté dans la deuxième partie des moyens de guidage, la turbomachine peut également comprendre des moyens de réglage de l’espacement longitudinal entre l’extrémité aval de la première partie des moyens de guidage d’air et l’extrémité amont de la deuxième partie des moyens de guidage d’air.To adjust the ratio between the air flow rate captured in the first portion of the guide means and the air flow rate captured in the second portion of the guide means, the turbomachine may also comprise means for adjusting the longitudinal spacing between the downstream end of the first part of the air guiding means and the upstream end of the second part of the air guiding means.

La turbomachine peut également comprendre, dans une partie aval de la première partie des moyens de guidage d’air, au moins un volet pivotant permettant de régler au niveau du volet l’espacement radial entre ladite première partie et le carter de turbine haute pression.The turbomachine may also comprise, in a downstream portion of the first portion of the air guiding means, at least one pivoting flap for adjusting at the flap the radial spacing between said first portion and the high pressure turbine casing.

La turbomachine peut être un turbopropulseur. L’invention a enfin pour objet un procédé de refroidissement d’un carter de turbine d’une turbomachine à double corps décrite ci-dessus.The turbomachine can be a turboprop. Finally, the subject of the invention is a method for cooling a turbine casing of a double-body turbomachine described above.

Le procédé selon l’invention comprend un guidage d’air vers la première partie des moyens de guidage d’air, et un guidage d’air vers la deuxième partie des moyens de guidage d’air via les moyens de passage d’air.The method according to the invention comprises an air guide to the first part of the air guiding means, and an air guide to the second part of the air guiding means via the air passage means.

Le procédé peut comprendre une étape de réglage de l’espacement radial entre la première partie des moyens de guidage d’air et le carter de turbine haute pression et/ou de l’espacement radial entre la deuxième partie des moyens de guidage d’air et le carter de turbine basse pression.The method may include a step of adjusting the radial spacing between the first portion of the air guiding means and the high pressure turbine casing and / or the radial spacing between the second portion of the air guiding means. and the low pressure turbine casing.

Le procédé peut comprendre une étape de réglage de l’espacement longitudinal entre l’extrémité aval de la première partie des moyens de guidage d’air et l’extrémité amont de la deuxième partie des moyens de guidage d’air.The method may comprise a step of adjusting the longitudinal spacing between the downstream end of the first part of the air guiding means and the upstream end of the second part of the air guiding means.

Le procédé peut comprendre une étape de réglage, dans une partie aval de la première partie des moyens de guidage d’air, de l’espacement radial entre ladite première partie et le carter de turbine haute pression, notamment à l’aide d’au moins un volet pivotant.The method may comprise a step of adjusting, in a downstream portion of the first portion of the air guiding means, the radial spacing between said first portion and the high pressure turbine casing, in particular by means of less a swivel flap.

DESCRIPTION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - les figures 1 et 2 sont des vues schématiques en coupe longitudinale d’une turbomachine, - la figure 3 est une vue schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine selon l’invention, - la figure 4 est une vue de détail de la turbomachine de la figure 3, conformément à un premier mode de réalisation, et - la figure 5 est une vue de détail de la turbomachine de la figure 3, conformément à un deuxième mode de réalisation,DESCRIPTION OF THE FIGURES The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the invention will become apparent on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings in which: FIGS 1 and 2 are schematic views in longitudinal section of a turbomachine, - Figure 3 is a schematic longitudinal sectional view of a turbomachine according to the invention, - Figure 4 is a detail view of the turbine engine of Figure 3, according to a first embodiment, and - Figure 5 is a detail view of the turbomachine of Figure 3, according to a second embodiment,

DESCRIPTION DETAILLEEDETAILED DESCRIPTION

Tel qu’illustré à la figure 1, un turbopropulseur 1 comporte, de manière connue, une nacelle 2 à l’intérieur de laquelle est disposé un moteur comportant une veine moteur 3 d’écoulement de gaz, d’amont en aval. La veine moteur 3 est alimentée en air A1 au niveau d’une zone d’entrée d’air 4. Le moteur comprend, d’amont en aval, un compresseur haute pression, une chambre annulaire de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. La turbine basse pression entraîne un arbre basse pression qui entraîne en rotation une hélice 5 par l’intermédiaire d’une boîte de vitesse. Les gaz G sortent de la veine moteur 3 via une tuyère au niveau d’une zone d’éjection 6. Pour simplifier, les différents éléments du moteur n’ont pas été représentés.As illustrated in FIG. 1, a turboprop 1 comprises, in known manner, a nacelle 2 inside which is disposed an engine comprising a gas flow vein 3, from upstream to downstream. The engine vein 3 is supplied with air A1 at an air intake zone 4. The engine comprises, from upstream to downstream, a high pressure compressor, an annular combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine. The low pressure turbine drives a low pressure shaft which rotates a propeller 5 through a gearbox. The gases G exit the engine 3 via a nozzle at an ejection zone 6. For simplicity, the various elements of the engine have not been represented.

Afin de refroidir l’espace intérieur situé entre la nacelle 2 et le moteur, appelé compartiment nacelle 7, de l’air A2 est prélevé en amont du turbopropulseur 1, par exemple via une ou plusieurs ouvertures 13 d’entrée d’air, appelées écopes d’entrée d’air. De l’air A2 va ainsi ventiler le compartiment nacelle 7 avant de sortir du turbopropulseur 1 au niveau de la tuyère.In order to cool the interior space situated between the nacelle 2 and the engine, called the nacelle compartment 7, air A2 is taken upstream of the turboprop 1, for example via one or more air intake openings 13, called scoops of air intake. Air A2 will thus ventilate the nacelle compartment 7 before leaving the turboprop 1 at the nozzle.

Pour refroidir une zone 8 de turbine basse pression, un canal annulaire de guidage d’air 9, concentrique à un carter 31 de turbine basse pression, est disposé à proximité du carter 31 de turbine basse pression. Le canal 9 permet de guider et d’accélérer l’air A2 à la surface du carter 31 de turbine basse pression pour favoriser son refroidissement. Le canal 9 se prolonge longitudinalement jusqu’à la zone d’éjection 6. L’extrémité amont du canal 9 est classiquement recourbée vers l’extérieur, et a en section une forme en C dont l’ouverture est orientée vers l’aval (figure 2).To cool a low pressure turbine zone 8, an annular air guide channel 9, concentric with a low pressure turbine casing 31, is disposed near the low pressure turbine casing 31. The channel 9 guides and accelerates the air A2 to the surface of the casing 31 of low pressure turbine to promote cooling. The channel 9 extends longitudinally as far as the ejection zone 6. The upstream end of the channel 9 is conventionally curved outwards, and has a C-shaped section whose opening is directed downstream ( Figure 2).

De par sa chaleur, un carter 32 de turbine haute pression, situé en amont du carter 31 de turbine basse pression, émet une forte puissance par rayonnement à l’intérieur de la nacelle 2. A certains points de fonctionnement, cette puissance émise peut causer des problèmes de tenue thermique du capot de la nacelle 2. Tel qu’illustré à la figure 2, sur laquelle les éléments identiques à ceux de la figure 1 portent les mêmes références, on pourrait envisager de prolonger le canal 9 de guidage d’air entourant le carter 31 de turbine basse pression jusqu’au carter 32 de turbine haute pression, de manière à entourer le carter 32 de turbine haute pression. Cette solution aurait toutefois pour inconvénient de limiter la ventilation de la nacelle 2 en aval de la turbine haute pression, du fait de la formation d’un cône de captation d’air C1 au niveau de l’extrémité longitudinale amont du canal 9. Une zone 71 du compartiment nacelle 7 située en aval du cône C1 serait ainsi une zone non ventilée.Due to its heat, a high-pressure turbine casing 32 located upstream of the low-pressure turbine casing 31 emits a high radiation power inside the nacelle 2. At certain operating points, this emitted power can cause thermal problems of the cover of the nacelle 2. As illustrated in Figure 2, in which the elements identical to those of Figure 1 have the same references, one could consider extending the channel 9 air guide surrounding the low-pressure turbine casing 31 to the high-pressure turbine casing 32, so as to surround the high-pressure turbine casing 32. However, this solution would have the disadvantage of limiting the ventilation of the nacelle 2 downstream of the high pressure turbine, because of the formation of an air catching cone C1 at the upstream longitudinal end of the channel 9. Area 71 of the nacelle compartment 7 located downstream of the cone C1 would thus be an unventilated zone.

Pour remédier à cet inconvénient, et tel qu’illustré à la figure 3, le turbopropulseur 1 comprend un canal de guidage d’air 9 dans lequel une ou plusieurs zones de passages d’air 9b sont disposées entre une partie 9a du canal située autour de la turbine haute pression 10 et une partie 9c du canal située autour de la turbine basse pression 11. La turbine haute pression 10 est située en aval de la chambre de combustion 12. Ainsi, la captation de l’air dans le canal 9 se fait dans deux plans distincts au lieu d’un seul comme c’était le cas dans le turbopropulseur de l’état de la technique. Il en résulte la formation de deux cônes de captation d’air, un cône C1 depuis l’extrémité amont du canal 9 et un cône C2 depuis la zone de passage d’air 9b. Du fait de la présence du cône de captation d’air C2, la zone 71 du compartiment nacelle 7 située entre les deux cônes C1 et C2 est ainsi une zone partiellement ventilée. La deuxième captation d’air en aval de la première captation d’air permet donc de ventiler une plus grande partie du compartiment nacelle 7, tandis que la partie 9a du canal située en amont permet d’une part de limiter le rayonnement du carter 32 de turbine haute pression et d’autre part d’accélérer une partie du flux d’air à son voisinage et donc d’y améliorer ses échanges thermiques.To remedy this drawback, and as illustrated in FIG. 3, the turboprop 1 comprises an air guide channel 9 in which one or more air passage zones 9b are disposed between a portion 9a of the canal located around it. the high-pressure turbine 10 and a portion 9c of the channel located around the low-pressure turbine 11. The high-pressure turbine 10 is located downstream of the combustion chamber 12. Thus, the capture of the air in the channel 9 made in two separate planes instead of just one as was the case in the turboprop of the state of the art. This results in the formation of two cones for capturing air, a cone C1 from the upstream end of the channel 9 and a cone C2 from the air passage zone 9b. Due to the presence of the air intake cone C2, the zone 71 of the nacelle compartment 7 located between the two cones C1 and C2 is thus a partially ventilated zone. The second intake of air downstream of the first intake of air therefore allows to ventilate a greater part of the nacelle compartment 7, while the portion 9a of the upstream channel allows on the one hand to limit the radiation of the casing 32 high pressure turbine and secondly to accelerate a portion of the air flow in its vicinity and thus improve its heat exchange.

Le canal 9 comprend avantageusement une première partie 9a entourant au moins en partie, de préférence entièrement, le carter 32 de turbine haute pression, et délimitant un passage annulaire d’air P1, ainsi qu’une deuxième partie 9c entourant au moins en partie, de préférence entièrement, le carter 31 de turbine basse pression, et délimitant un passage annulaire d’air P2, se prolongeant jusqu’à la sortie du turbopropulseur 1. La première partie 9a et la deuxième partie 9c sont avantageusement distinctes et à distance l’une de l’autre.The channel 9 advantageously comprises a first portion 9a surrounding at least partly, preferably entirely, the housing 32 of high pressure turbine, and delimiting an annular air passage P1, and a second part 9c surrounding at least in part, preferably entirely, the casing 31 of low pressure turbine, and delimiting an annular passage of air P2, extending to the output of the turboprop engine 1. The first part 9a and the second part 9c are advantageously separate and remote the one of the other.

La première partie 9a et la deuxième partie 9c peuvent ainsi être complètement séparées, la zone de passage d’air 9b formant une ouverture annulaire dans le canal 9. En variante, la zone de passage d’air 9b peut comprendre au moins une rangée annulaire d’ouvertures formées radialement dans le canal 9 entre la première partie 9a, située autour du carter 32 de turbine haute pression et la deuxième partie 9c, située autour du carter 31 de turbine basse pression.The first portion 9a and the second portion 9c can thus be completely separated, the air passage zone 9b forming an annular opening in the channel 9. In a variant, the air passage zone 9b can comprise at least one annular row openings formed radially in the channel 9 between the first portion 9a, located around the casing 32 of high pressure turbine and the second portion 9c, located around the casing 31 of low pressure turbine.

Deux modes de réalisation (figures 4 et 5) d’un réglage du canal de guidage d’air 9, permettant de régler le rapport entre le débit d’air D1 capté dans la première partie 9a et le débit d’air D2 capté dans la deuxième partie 9c, vont maintenant être décrits. L’air se répartit à partir d’un débit total D entre le débit D1 et le débit D2.Two embodiments (FIGS. 4 and 5) of an adjustment of the air-guiding channel 9, making it possible to adjust the ratio between the airflow D1 captured in the first part 9a and the airflow D2 captured in the second part 9c, will now be described. The air is distributed from a total flow D between the flow D1 and the flow D2.

Dans un premier mode de réalisation, on adapte la hauteur des parties 9a, 9c du canal 9. La hauteur est la distance radiale entre le carter de turbine 31, 32 et la partie du canal entourant ledit carter de turbine. Ainsi, la hauteur h désigne la hauteur de la première partie 9a, tandis que la hauteur H désigne la hauteur de la deuxième partie 9c (figure 4). En choisissant une faible hauteur h pour la première partie 9a, on limite son débit D1 et on augmente donc le rapport D2/D1, favorisant ainsi la ventilation du compartiment nacelle 7 dans sa partie aval 71. A l’inverse, en augmentant la hauteur h, on réduit le rapport D2/D1 et on privilégie la ventilation du carter 32 de turbine haute pression. Alternativement ou en combinaison, le réglage de la distance longitudinale d entre l’extrémité aval de la première partie 9a et l’extrémité amont de la deuxième partie 9c est également un moyen pour régler le rapport de débit D2/D1.In a first embodiment, the height of the portions 9a, 9c of the channel 9 is adapted. The height is the radial distance between the turbine casing 31, 32 and the portion of the channel surrounding said turbine casing. Thus, the height h designates the height of the first part 9a, while the height H designates the height of the second part 9c (Figure 4). By choosing a low height h for the first part 9a, its flow rate D1 is limited and the ratio D2 / D1 is thus increased, thus favoring the ventilation of the nacelle compartment 7 in its downstream part 71. On the contrary, by increasing the height h, the ratio D2 / D1 is reduced and ventilation of the high-pressure turbine casing 32 is preferred. Alternatively or in combination, the adjustment of the longitudinal distance d between the downstream end of the first portion 9a and the upstream end of the second portion 9c is also a means for adjusting the flow ratio D2 / D1.

Dans un deuxième mode de réalisation, qui peut se combiner au premier mode de réalisation, on ajoute à l’extrémité aval de la première partie 9a un ou plusieurs volets de guidage d’air 9a1 (figure 5). Chaque volet 9a1 est monté pivotant à une extrémité aval de la première partie 9a et permet de régler la section de passage d’air h’ en aval de la première partie 9a. Ce mode de réalisation permet avantageusement d’adapter le rapport de débit D1/D2 au point de fonctionnement de la turbomachine.In a second embodiment, which can be combined with the first embodiment, is added to the downstream end of the first portion 9a one or more air guide flaps 9a1 (Figure 5). Each flap 9a1 is pivotally mounted at a downstream end of the first portion 9a and adjusts the air passage section h 'downstream of the first portion 9a. This embodiment advantageously makes it possible to adapt the flow ratio D1 / D2 to the operating point of the turbomachine.

Claims (13)

REVENDICATIONS 1. Turbomachine (1) à double corps, comportant un moteur qui est entouré par une nacelle (2) et qui comprend une turbine haute pression (10) et une turbine basse pression (11), ladite turbomachine (1) comprenant des moyens (13) d’alimentation en air d’un compartiment (7) situé entre la nacelle (2) et le moteur, des moyens (6) d’évacuation de cet air, et des moyens de guidage d’air (9) s’étendant au moins en partie autour d’au moins un carter (31,32) du moteur et définissant au moins un passage annulaire d’air (P1, P2) de refroidissement du carter (31, 32) depuis le compartiment (7) jusqu’aux moyens d’évacuation (6), caractérisée en ce que lesdits moyens de guidage d’air (9) comprennent une première partie annulaire (9a) s’étendant autour d’un carter (32) de turbine haute pression, une deuxième partie annulaire (9c) s’étendant autour d’un carter (31) de turbine basse pression, et des moyens de passage d’air (9b) disposés entre la première partie (9a) et la deuxième partie (9c) et permettant un passage d’air depuis le compartiment (7) vers le passage annulaire d’air (P2) de la deuxième partie (9c).1. A turbomachine (1) with a double body, comprising a motor which is surrounded by a nacelle (2) and which comprises a high pressure turbine (10) and a low pressure turbine (11), said turbomachine (1) comprising means ( 13) for supplying air to a compartment (7) located between the nacelle (2) and the engine, means (6) for evacuating this air, and air guiding means (9) for extending at least partially around at least one casing (31,32) of the motor and defining at least one annular air passage (P1, P2) for cooling the casing (31, 32) from the compartment (7) to to the evacuation means (6), characterized in that said air guiding means (9) comprise a first annular portion (9a) extending around a high pressure turbine casing (32), a second annular portion (9c) extending around a housing (31) of low pressure turbine, and air passage means (9b) disposed between the first by tie (9a) and the second part (9c) and allowing an air passage from the compartment (7) to the annular air passage (P2) of the second part (9c). 2. Turbomachine (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la première (9a) et la deuxième partie (9c) des moyens de guidage d’air sont distinctes et entièrement séparées l’une de l’autre par les moyens de passage d’air (9b).2. Turbomachine (1) according to claim 1, characterized in that the first (9a) and the second part (9c) of the air guiding means are separate and completely separated from each other by the means of air passage (9b). 3. Turbomachine (1) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que l’extrémité amont de ladite première partie (9a) et/ou de ladite deuxième partie (9c) des moyens de guidage d’air (9) est configurée pour améliorer le guidage de l’air.3. The turbomachine (1) according to claim 1 or 2, characterized in that the upstream end of said first portion (9a) and / or said second portion (9c) of the air guiding means (9) is configured to improve the air guidance. 4. Turbomachine (1) selon la revendication 3, caractérisée en ce que l’extrémité amont de ladite première partie (9a) et/ou de ladite deuxième partie (9c) a en section une forme sensiblement en C dont l’ouverture est orientée vers l’aval.4. The turbomachine (1) according to claim 3, characterized in that the upstream end of said first portion (9a) and / or said second portion (9c) has a substantially C-shaped section whose opening is oriented downstream. 5. Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que les moyens (13) d’alimentation en air sont distincts d’une entrée d’air d’alimentation d’une veine principale du moteur.5. Turbomachine (1) according to one of claims 1 to 4, characterized in that the means (13) for supplying air are separate from a supply air inlet of a main vein of the engine. 6. Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce qu’elle comprend des moyens de réglage de l’espacement radial (h) entre la première partie (9a) des moyens de guidage d’air (9a) et le carter (32) de turbine haute pression (10) et/ou de l’espacement radial (H) entre la deuxième partie (9c) des moyens de guidage d’air (9) et le carter (31) de turbine basse pression (11).6. Turbomachine (1) according to one of claims 1 to 5, characterized in that it comprises means for adjusting the radial spacing (h) between the first portion (9a) of the air guiding means ( 9a) and the high-pressure turbine casing (32) and / or the radial spacing (H) between the second portion (9c) of the air-guiding means (9) and the casing (31) of low pressure turbine (11). 7. Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisée en ce qu’elle comprend des moyens de réglage de l’espacement longitudinal (d) entre l’extrémité aval de la première partie (9a) des moyens de guidage d’air (9) et l’extrémité amont de la deuxième partie (9c) des moyens de guidage d’air (9).7. Turbine engine (1) according to one of claims 1 to 6, characterized in that it comprises means for adjusting the longitudinal spacing (d) between the downstream end of the first portion (9a) of the means of air guiding (9) and the upstream end of the second part (9c) of the air guiding means (9). 8. Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce qu’elle comprend, dans une partie aval de la première partie (9a) des moyens de guidage d’air (9), au moins un volet pivotant (9a1) permettant de régler au niveau du volet (9a1) l’espacement radial (h’) entre ladite première partie (9a) et le carter (32) de turbine haute pression (10).8. Turbomachine (1) according to one of claims 1 to 7, characterized in that it comprises, in a downstream portion of the first portion (9a) of the air guiding means (9), at least one flap pivoting member (9a1) for adjusting at the flap (9a1) the radial spacing (h ') between said first portion (9a) and the high pressure turbine casing (32). 9. Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que la turbomachine est un turbopropulseur (1 ).9. Turbomachine (1) according to one of claims 1 to 8, characterized in that the turbomachine is a turboprop (1). 10. Procédé de refroidissement d’un carter (31, 32) de turbine d’une turbomachine (1) à double corps selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’il comprend un guidage d’air vers la première partie (9a) des moyens de guidage d’air (9), et un guidage d’air vers la deuxième partie (9c) des moyens de guidage d’air (9) via les moyens de passage d’air (9b).10. A method of cooling a turbine casing (31, 32) of a turbomachine (1) with a double body according to claim 1, characterized in that it comprises an air guide towards the first part (9a). air guiding means (9), and air guiding to the second portion (9c) of the air guiding means (9) via the air passage means (9b). 11. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce qu’il comprend une étape de réglage de l’espacement radial (h) entre la première partie (9a) des moyens de guidage d’air (9) et le carter (32) de turbine haute pression (10) et/ou de l’espacement radial (H) entre la deuxième partie (9c) des moyens de guidage d’air (9) et le carter (31) de turbine basse pression (11).11. The method of claim 10, characterized in that it comprises a step of adjusting the radial spacing (h) between the first portion (9a) of the air guiding means (9) and the housing (32). high pressure turbine (10) and / or radial spacing (H) between the second portion (9c) of the air guiding means (9) and the low pressure turbine casing (31). 12. Procédé selon la revendication 10 ou 11, caractérisé en ce qu’il comprend une étape de réglage de l’espacement longitudinal (d) entre l’extrémité aval de la première partie (9a) des moyens de guidage d’air (9) et l’extrémité amont de la deuxième partie (9c) des moyens de guidage d’air (9).12. The method of claim 10 or 11, characterized in that it comprises a step of adjusting the longitudinal spacing (d) between the downstream end of the first portion (9a) of the air guiding means (9). ) and the upstream end of the second portion (9c) of the air guiding means (9). 13. Procédé selon l’une des revendications 10 à 12, caractérisé en ce qu’il comprend une étape de réglage, dans une partie aval de la première partie (9a) des moyens de guidage d’air (9), de l’espacement radial (h’) entre ladite première partie (9a) et le carter (32) de turbine haute pression (10).13. Method according to one of claims 10 to 12, characterized in that it comprises a step of adjusting, in a downstream portion of the first portion (9a) of the air guiding means (9), the radial spacing (h ') between said first portion (9a) and the high pressure turbine casing (32).
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