FR3054858A1 - TURBOMACHINE COMPRISING A DEVICE FOR DRIVING EQUIPMENT ARRANGED IN THE EXHAUST CONE - Google Patents
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Abstract
La présente invention se rapporte essentiellement à une turbine comportant - une veine secondaire d'écoulement d'air (4) ; - un cône d'échappement (25) s'étendant entre une extrémité amont et une extrémité aval, l'extrémité aval du cône d'échappement présentant un orifice d'échappement (29) ; - un équipement (6) destiné à être entrainé en rotation disposé dans le cône d'échappement ; - un dispositif d'entraînement (5) en rotation de l'équipement, le dispositif d'entraînement étant disposé dans le cône d'échappement et comportant : ○ une turbine à air (7) configurée pour entraîner en rotation l'équipement ; ○ un dispositif d'approvisionnement en air (8) de la turbine présentant un orifice d'admission d'air (81) dans la veine secondaire ; la turbine à air étant agencé dans le cône d'échappement de manière à ce que l'air sortant de la turbine circule autour de l'équipement avant de s'échapper par l'orifice d'échappement.The present invention essentially relates to a turbine comprising - a secondary air flow duct (4); - an exhaust cone (25) extending between an upstream end and a downstream end, the downstream end of the exhaust cone having an exhaust port (29); - A device (6) to be rotated disposed in the exhaust cone; - A device (5) for rotating the equipment, the drive device being disposed in the exhaust cone and comprising: an air turbine (7) configured to rotate the equipment; An air supply device (8) for the turbine having an air intake orifice (81) in the secondary vein; the air turbine being arranged in the exhaust cone so that the air leaving the turbine circulates around the equipment before escaping through the exhaust port.
Description
DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTIONTECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
Le domaine technique de l’invention est celui des turbomachines, et plus particulièrement celui des turbomachines comportant un cône d’échappement dans lequel est installé un équipement entraîné en rotation par un dispositif d’entraînement.The technical field of the invention is that of turbomachinery, and more particularly that of turbomachinery comprising an exhaust cone in which is installed equipment driven in rotation by a drive device.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTIONTECHNOLOGICAL BACKGROUND OF THE INVENTION
Actuellement, la tendance est à l’augmentation de la consommation électrique des aéronefs. Afin de fournir de la puissance électrique supplémentaire à un aéronef, il est connu d’installer un générateur électrique auxiliaire dans le cône d’échappement des turboréacteurs de l’aéronef. Cette solution permet de minimiser l’impact sur les turboréacteurs, notamment au niveau performances, masse et consommation en carburant, en utilisant le volume existant du cône d’échappement.Currently, there is an increasing trend in aircraft power consumption. In order to provide additional electrical power to an aircraft, it is known to install an auxiliary electrical generator in the exhaust cone of the aircraft's turbojets. This solution makes it possible to minimize the impact on turbojets, particularly in terms of performance, mass and fuel consumption, by using the existing volume of the exhaust cone.
Il est également connu d’entraîner ce générateur électrique en rotation au moyen d’une turbine fonctionnant avec de l’air prélevé dans le turboréacteur. L’air traverse la turbine, qui est alors mise en rotation et entraîne le générateur électrique, puis l’air s’échappe par l’extrémité du cône d’échappement.It is also known to drive this electric generator in rotation by means of a turbine operating with air taken from the turbojet. The air passes through the turbine, which is then set in rotation and drives the electric generator, then the air escapes through the end of the exhaust cone.
En fonctionnement, les gaz d’échappement issus de la combustion qui se produit dans le turboréacteur s’écoulent le long du cône d’échappement. Ce dernier constitue donc un environnement présentant des températures élevées qui peuvent atteindre 750 °C. Par conséquent, le générateur électrique disposé dans le cône d’échappement est soumis à de fortes contraintes thermiques, et peut être endommagé par une trop forte élévation de température. De plus, ces contraintes thermiques limitent le choix du générateur électrique pouvant être installé dans le cône d’échappement, par exemple au niveau du choix des matériaux ou des composants utilisés.In operation, the exhaust gases from the combustion that occurs in the turbojet engine flow along the exhaust cone. The latter therefore constitutes an environment with high temperatures which can reach 750 ° C. Consequently, the electric generator placed in the exhaust cone is subjected to high thermal stresses, and can be damaged by too high a temperature rise. In addition, these thermal constraints limit the choice of the electric generator that can be installed in the exhaust cone, for example in terms of the choice of materials or components used.
RESUME DE L’INVENTIONSUMMARY OF THE INVENTION
L’invention propose une solution visant à la fois à entraîner en rotation un équipement installé dans un cône d’échappement d’une turbomachine, et à réduire la température à laquelle est soumis cet équipement, le but étant de prévenir d’éventuels dommages et d’élargir le choix dans le type d’équipement à installer dans le cône d’échappement.The invention proposes a solution aimed both at rotating equipment installed in an exhaust cone of a turbomachine, and at reducing the temperature to which this equipment is subjected, the aim being to prevent possible damage and to broaden the choice in the type of equipment to be installed in the exhaust cone.
L’invention concerne essentiellement une turbomachine comportant :The invention essentially relates to a turbomachine comprising:
- une veine secondaire d’écoulement d’air ;- a secondary air flow vein;
- un cône d’échappement s’étendant entre une extrémité amont et une extrémité aval, l’extrémité aval du cône d’échappement présentant un orifice d’échappement ;- an exhaust cone extending between an upstream end and a downstream end, the downstream end of the exhaust cone having an exhaust port;
- un équipement destiné à être entraîné en rotation disposé dans le cône d’échappement ;- equipment intended to be driven in rotation arranged in the exhaust cone;
- un dispositif d’entraînement en rotation de l’équipement, le dispositif d’entraînement étant disposé dans le cône d’échappement et comportant :- a device for driving the equipment in rotation, the driving device being arranged in the exhaust cone and comprising:
o une turbine à air configurée pour entraîner en rotation l’équipement ; o un dispositif d’approvisionnement en air de la turbine présentant un orifice d’admission d’air dans la veine secondaire ; la turbine à air étant agencée dans le cône d’échappement de manière à ce que l’air sortant de la turbine circule autour de l’équipement avant de s’échapper par l’orifice d’échappement.o an air turbine configured to rotate the equipment; o an air supply device for the turbine having an air intake orifice in the secondary vein; the air turbine being arranged in the exhaust cone so that the air leaving the turbine circulates around the equipment before escaping through the exhaust port.
L’air prélevé dans la veine secondaire du turboréacteur a seulement subis une compression à l’entrée du turboréacteur. Cet air présente donc des températures faibles en comparaison de celles des gaz d’échappement issus de la combustion qui s’écoulent le long du cône d’échappement. Grâce à l’invention, cet air froid permet l’actionnement de la turbine à air et le refroidissement de l’équipement. Ce dernier est ainsi protégé des dommages dus à une trop forte élévation de température. De plus, les contraintes thermiques imposées à l’équipement sont réduites, ce qui permet d’avoir un plus large choix d’équipement à installer dans le cône d’échappement.The air taken from the secondary stream of the turbojet engine was only compressed at the inlet of the turbojet engine. This air therefore has low temperatures compared to those of the exhaust gases from the combustion which flow along the exhaust cone. Thanks to the invention, this cold air allows the actuation of the air turbine and the cooling of the equipment. The latter is thus protected from damage due to too high a temperature rise. In addition, the thermal stresses imposed on the equipment are reduced, which allows a wider choice of equipment to be installed in the exhaust cone.
La turbomachine selon l’invention peut également comporter une ou plusieurs caractéristiques parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon les combinaisons techniquement possibles :The turbomachine according to the invention may also include one or more of the following characteristics, considered individually or according to the technically possible combinations:
- la turbine à air est disposée en amont de l’équipement et présente un orifice de sortie d’air disposé en amont dans le cône d’échappement ;- the air turbine is arranged upstream of the equipment and has an air outlet orifice arranged upstream in the exhaust cone;
- la veine secondaire est délimitée intérieurement par une paroi interne, l’orifice d’admission affleurant la paroi interne ;- the secondary vein is delimited internally by an internal wall, the inlet opening flush with the internal wall;
- la turbine à air comporte un carter de turbine présentant un orifice d’entré d’air, le dispositif d’approvisionnement comportant :- the air turbine comprises a turbine casing having an air inlet orifice, the supply device comprising:
o une écope de prélèvement d’air présentant une première extrémité, dans laquelle est aménagé l’orifice d’admission, et une deuxième extrémité ;o an air sampling scoop having a first end, in which the intake orifice is arranged, and a second end;
o une canalisation d’air reliant la deuxième extrémité de l’écope de prélèvement à l’orifice d’entré d’air du carter de turbine ;o an air duct connecting the second end of the sampling scoop to the air intake port of the turbine housing;
- la turbomachine comporte au moins un bras de carter d’échappement, la canalisation d’air étant disposée à l’intérieur dudit au moins un bras de carter d’échappement ;- The turbomachine comprises at least one exhaust casing arm, the air duct being arranged inside said at least one exhaust casing arm;
- le dispositif d’entraînement comporte des moyens pour modifier le rapport de vitesse entre la turbine et l’équipement ;- The drive device comprises means for modifying the speed ratio between the turbine and the equipment;
io - les moyens pour modifier le rapport de vitesse comportent un réducteur disposé entre la turbine et l’équipement ;io - the means for modifying the speed ratio comprise a reduction gear arranged between the turbine and the equipment;
- le dispositif d’approvisionnement présente un débit d’air alimentant la turbine, le dispositif d’approvisionnement comportant des moyens de régulation du débit d’air ;- The supply device has an air flow supplying the turbine, the supply device comprising means for regulating the air flow;
- le cône d’échappement comporte une protection thermique définissant un volume à l’intérieur duquel l’équipement et le dispositif d’entraînement sont disposés ;- the exhaust cone includes thermal protection defining a volume inside which the equipment and the drive device are arranged;
- le dispositif d’approvisionnement comporte une pluralité d’orifices d’admission disposés de manière circonférentielle dans la veine secondaire ;- the supply device comprises a plurality of intake orifices arranged circumferentially in the secondary vein;
- l’équipement est choisi parmi un générateur électrique, une pompe à carburant et une pompe à huile.- the equipment is chosen from an electric generator, a fuel pump and an oil pump.
BREVE DESCRIPTION DES FIGURESBRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES
L’invention et ses différentes applications seront mieux comprises à la lecture de la description qui suit et à l’examen des figures qui l’accompagnent, parmi lesquelles :The invention and its various applications will be better understood on reading the description which follows and on examining the figures which accompany it, among which:
- la figure 1A est une vue schématique en coupe longitudinale d’un premier mode de réalisation d’une turbomachine selon l’invention ;- Figure 1A is a schematic view in longitudinal section of a first embodiment of a turbomachine according to the invention;
- la figure 1B est une vue de détail de la zone Z de la figure 1A ;- Figure 1B is a detail view of the area Z of Figure 1A;
- la figure 2 est une vue de détail de la zone Z d’une variante de la turbomachine de la figure 1A ;- Figure 2 is a detail view of zone Z of a variant of the turbomachine of Figure 1A;
- la figure 3 est une vue de détail de la zone Z d’un deuxième mode de réalisation d’une turbomachine selon l’invention.- Figure 3 is a detailed view of zone Z of a second embodiment of a turbomachine according to the invention.
Les figures ne sont présentées qu’à titre indicatif et nullement limitatif de l’invention.The figures are presented only as an indication and in no way limit the invention.
Pour plus de clarté, les éléments identiques ou similaires sont repérés par des signes de référence identiques sur toutes les figures.For the sake of clarity, identical or similar elements are identified by identical reference signs in all the figures.
DESCRIPTION DETAILLEE DE MODES DE REALISATION DE L’INVENTIONDETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS OF THE INVENTION
Un premier mode de réalisation d’une turbomachine 100 selon l’invention va maintenant être décrit, en référence aux figures 1A et 1 B. Dans ce mode de réalisation, la turbomachine 100 se présente sous la forme d’un turboréacteur d’aéronef du type à io double flux. La turbomachine 100 comporte une nacelle 1 s’étendant selon un axe longitudinal X entre une entrée d’air 11 et une sortie d’air 12, et un moteur 2 disposé dans la nacelle 1.A first embodiment of a turbomachine 100 according to the invention will now be described, with reference to FIGS. 1A and 1 B. In this embodiment, the turbomachine 100 is in the form of an aircraft turbojet engine of the double flow type. The turbomachine 100 comprises a nacelle 1 extending along a longitudinal axis X between an air inlet 11 and an air outlet 12, and a motor 2 disposed in the nacelle 1.
Le moteur 2 comporte, d’amont en aval, une soufflante 20, un compresseur 21, une chambre de combustion 22, une turbine 23, un carter d’échappement 24 et un cône d’échappement 25. L’amont et l’aval de la turbomachine 100 sont définis par rapport au sens d’écoulement de l’air traversant la turbomachine 100, l’amont correspondant à l’entrée d’air 11 et l’aval à la sortie d’air 12.The engine 2 comprises, from upstream to downstream, a fan 20, a compressor 21, a combustion chamber 22, a turbine 23, an exhaust casing 24 and an exhaust cone 25. Upstream and downstream of the turbomachine 100 are defined with respect to the direction of flow of the air passing through the turbomachine 100, the upstream corresponding to the air inlet 11 and the downstream to the air outlet 12.
En fonctionnement, la soufflante 20, entraînée en rotation par la turbine 23, aspire un flux d'air par l’entrée d’air 11. Ce flux d’air est divisé en un flux primaire, représenté par une flèche A sur la figure 1, et un flux secondaire, représenté par une flèche B.In operation, the fan 20, driven in rotation by the turbine 23, sucks an air flow through the air inlet 11. This air flow is divided into a primary flow, represented by an arrow A in the figure 1, and a secondary flow, represented by an arrow B.
Le flux primaire A traverse le moteur 2 dans une veine primaire d’écoulement d’air 3 qui s’étend longitudinalement entre une paroi interne 31 et une paroi externe 32. Le flux primaire A alimente le compresseur 21, puis est mélangé à du carburant dans la chambre de combustion 22. Les gaz de combustion sortant de la chambre de combustion 22 entraînent la turbine 23 puis sont éjectés entre deux parois coaxiales du carter d'échappement 24 et sortent du moteur 2 en s'écoulant le long du cône d’échappement 25. Les parois coaxiales du carter d’échappement contribuent à former respectivement la paroi interne 31 et la paroi externe 32 de la veine primaire 3. Les parois du carter d’échappement sont reliées par des bras de carter 24a disposés radialement.The primary flow A passes through the engine 2 in a primary air flow stream 3 which extends longitudinally between an internal wall 31 and an external wall 32. The primary flow A feeds the compressor 21, then is mixed with fuel in the combustion chamber 22. The combustion gases leaving the combustion chamber 22 drive the turbine 23 and are then ejected between two coaxial walls of the exhaust casing 24 and leave the engine 2 by flowing along the cone of exhaust 25. The coaxial walls of the exhaust casing contribute respectively to forming the internal wall 31 and the external wall 32 of the primary stream 3. The walls of the exhaust casing are connected by casing arms 24a arranged radially.
Le flux secondaire B s’écoule vers l’aval de la turbomachine 100 dans une veine secondaire d’écoulement d’air 4 qui s’étend longitudinalement entre une paroi interne 41 et une paroi externe 42. La paroi externe 32 de la veine primaire 3 et la paroi interne de la veine secondaire 4 définissent un compartiment moteur 26. La paroi externe de la veine secondaire 4 est formée par la paroi interne de la nacelle 1 et par un carter moteur carénant la soufflante 20.The secondary flow B flows downstream of the turbomachine 100 in a secondary air flow stream 4 which extends longitudinally between an inner wall 41 and an outer wall 42. The outer wall 32 of the primary stream 3 and the internal wall of the secondary stream 4 define an engine compartment 26. The external wall of the secondary stream 4 is formed by the internal wall of the nacelle 1 and by a motor housing fairing the fan 20.
La figure 1B montre une vue de détail de la zone Z de la figure 1A. Le cône d’échappement 25 s’étend entre une extrémité amont et une extrémité aval dans laquelle est aménagé un orifice d’échappement 29. La turbomachine 100 comporte un dispositif d’entraînement 5 en rotation d’un équipement 6. Le dispositif d’entraînement 5 et l’équipement 6 sont tous les deux disposés dans le cône d’échappement 25.FIG. 1B shows a detailed view of the zone Z of FIG. 1A. The exhaust cone 25 extends between an upstream end and a downstream end in which an exhaust orifice 29 is arranged. The turbomachine 100 comprises a device 5 for driving equipment 6 in rotation. The device drive 5 and equipment 6 are both arranged in the exhaust cone 25.
L’équipement 6 peut être choisi parmi tous types d’équipements électriques ou îo hydrauliques destinés à être entraînés en rotation. Dans ce premier mode de réalisation, l’équipement 6 est un générateur électrique apte à fournir de la puissance électrique supplémentaire à l’aéronef. L’équipement 6 peut également être un dispositif hydraulique de l’aéronef comme une pompe à huile servant par exemple à la lubrification des paliers arrière, une pompe à carburant.The equipment 6 can be chosen from all types of electrical or hydraulic equipment intended to be driven in rotation. In this first embodiment, the equipment 6 is an electrical generator capable of supplying additional electrical power to the aircraft. The equipment 6 can also be a hydraulic device of the aircraft such as an oil pump used for example for the lubrication of the rear bearings, a fuel pump.
Le dispositif d’entraînement 5 comporte une turbine à air 7 configurée pour entraîner en rotation l’équipement 6, et un dispositif d’approvisionnement en air 8 de la turbine. Le dispositif d’approvisionnement présente un orifice d’admission d’air 81 situé dans la veine secondaire 4. L’orifice d’admission 81 est agencé de manière à ce qu’une partie du flux d’air secondaire B pénètre dans le dispositif d’approvisionnementThe drive device 5 comprises an air turbine 7 configured to rotate the equipment 6, and an air supply device 8 for the turbine. The supply device has an air intake port 81 located in the secondary stream 4. The intake port 81 is arranged so that part of the secondary air flow B enters the device supply
8.8.
De préférence, la turbine à air 7 comporte un rouet centrifuge 71 entouré par un carter de turbine 72 définissant un volume annulaire 73 autour du rouet. La turbine à air 7 présente un orifice d’entrée 74, par exemple aménagé dans une surface latérale du carter de turbine 72, par lequel le volume annulaire 73 est alimenté en air. L’air entrant dans la turbine 7 entraîne le rouet centrifuge 71 en rotation.Preferably, the air turbine 7 comprises a centrifugal impeller 71 surrounded by a turbine casing 72 defining an annular volume 73 around the impeller. The air turbine 7 has an inlet port 74, for example arranged in a lateral surface of the turbine casing 72, through which the annular volume 73 is supplied with air. The air entering the turbine 7 drives the centrifugal impeller 71 in rotation.
Dans ce premier mode de réalisation, le dispositif d’approvisionnement en air 8 comporte une écope de prélèvement d’air 82 disposée dans la paroi interne 41 de la veine secondaire 4. L’écope 82 présente une première extrémité située dans la veine secondaire 4 et dans laquelle est aménagé l’orifice d’admission 81. La première extrémité de l’écope 82, et donc l’orifice d’admission 81, fait face au flux secondaire B. L’écope 82 présente une deuxième extrémité située dans le compartiment moteur 26 et reliée à l’orifice d’entrée 74 de la turbine à air 7 par une canalisation d’air 83. La canalisation 83 achemine l’air entrant par l’orifice d’admission 81 jusqu’au volume annulaire 73 de la turbine 7.In this first embodiment, the air supply device 8 comprises an air sampling scoop 82 disposed in the internal wall 41 of the secondary vein 4. The scoop 82 has a first end located in the secondary vein 4 and in which the intake port 81 is arranged. The first end of the scoop 82, and therefore the intake port 81, faces the secondary flow B. The scoop 82 has a second end located in the engine compartment 26 and connected to the inlet orifice 74 of the air turbine 7 by an air duct 83. The duct 83 routes the air entering through the inlet orifice 81 to the annular volume 73 of the turbine 7.
L’écope 82 a par exemple la forme d’un tube coudé. L’écope 82 est dimensionnée en fonction du débit d’air nécessaire pour entraîner en rotation le rouet centrifuge 71 de la turbine à air 7. L’écope est également dimensionnée de manière à assurer un environnement thermique dans le cône d’échappement 25 compatible avec les spécifications de l’équipement 6.The scoop 82 for example has the shape of a bent tube. The scoop 82 is dimensioned as a function of the air flow rate necessary to rotate the centrifugal impeller 71 of the air turbine 7. The scoop is also dimensioned so as to ensure a thermal environment in the compatible exhaust cone 25 with equipment specifications 6.
La canalisation d’air 83 est réalisée dans un matériau choisi notamment en fonction de la température à laquelle est soumise la canalisation 83. Par exemple, la canalisation 83 est réalisée en aluminium pour des températures supérieures à 200°C, en inconel pour des températures ne dépassant pas 400°C, en acier ou en titane pour des températures supérieures à 400°C.The air duct 83 is made of a material chosen in particular as a function of the temperature to which the duct 83 is subjected. For example, the duct 83 is made of aluminum for temperatures above 200 ° C., in inconel for temperatures not exceeding 400 ° C, in steel or titanium for temperatures above 400 ° C.
De préférence, la canalisation 83 est disposée à l’intérieur d’un bras de carter 24a. En effet, la canalisation 83 connectée à la deuxième extrémité de l’écope 82 située dans le compartiment moteur 26 traverse un bras de carter 24a pour rejoindre le cône d’échappement 25. Ainsi, la canalisation 83 est protégée du flux d’air primaire A qui présente une température élevée, généralement supérieure à 650 °C.Preferably, the pipe 83 is arranged inside a casing arm 24a. Indeed, the pipe 83 connected to the second end of the scoop 82 located in the engine compartment 26 crosses a casing arm 24a to join the exhaust cone 25. Thus, the pipe 83 is protected from the primary air flow A which has a high temperature, generally greater than 650 ° C.
Dans ce premier mode de réalisation, la turbine à air 7 comporte un pied 76 fixé à une plaque de support 51 disposée en amont du cône d’échappement 25. Le pied 76 présente une paroi 77 dans laquelle sont aménagés des orifices de sortie d’air 78. L’air alimentant la turbine 7 pour faire tourner le rouet centrifuge 71 s’échappe par les orifices de sortie 78.In this first embodiment, the air turbine 7 comprises a foot 76 fixed to a support plate 51 disposed upstream of the exhaust cone 25. The foot 76 has a wall 77 in which are arranged outlet orifices air 78. The air supplying the turbine 7 to turn the centrifugal impeller 71 escapes through the outlet orifices 78.
Dans ce premier mode de réalisation, la turbine à air 7 est positionnée en amont de l’équipement 6. Par conséquent, l’air prélevé dans la veine secondaire 4, après avoir entraîné en rotation la turbine à air 7, s’écoule autour de l’équipement à l’intérieur du cône d’échappement avant de sortir par l’orifice d’échappement 29, comme illustré par des flèches sur la figure 1 B.In this first embodiment, the air turbine 7 is positioned upstream of the equipment 6. Consequently, the air taken from the secondary stream 4, after having rotated the air turbine 7, flows around equipment inside the exhaust cone before exiting through the exhaust port 29, as shown by arrows in Figure 1 B.
L’équipement 6 se trouve dans un environnement très chaud, avec des températures pouvant atteindre 750 °C. De plus, lefonctionnement de l’équipement 6 peut également générer de la chaleur. C’est le cas par exemple lorsque l’équipement 6 est un générateur électrique. Grâce à l’invention, l’air provenant de la veine secondaire 4, qui présente une température comprise entre -55°C et 80°C et qui est donc plus froid que l’air provenant de la veine primaire 3, permet à la fois de refroidir et d’entraîner en rotation l’équipement 6. Ceci est particulièrement avantageux lorsque l’équipement 6 comporte des composants électroniques qui supportent difficilement des températures supérieures à 180 °C.Equipment 6 is located in a very hot environment, with temperatures up to 750 ° C. In addition, the operation of the equipment 6 can also generate heat. This is the case for example when the equipment 6 is an electric generator. Thanks to the invention, the air coming from the secondary vein 4, which has a temperature between -55 ° C and 80 ° C and which is therefore colder than the air coming from the primary vein 3, allows the both to cool and to rotate the equipment 6. This is particularly advantageous when the equipment 6 comprises electronic components which hardly withstand temperatures above 180 ° C.
Avantageusement, le dispositif d’entraînement 5 comporte des moyens 53 pour modifier le rapport de vitesse entre la turbine à air 7 et l’équipement 6. En effet, l’équipement 6 peut présenter des régimes de rotation pour lesquels le rendement est maximal. C’est le cas notamment pour un générateur électrique. Ainsi, l’équipement 6 peut tourner à une vitesse appropriée pour optimiser son fonctionnement.Advantageously, the drive device 5 comprises means 53 for modifying the speed ratio between the air turbine 7 and the equipment 6. In fact, the equipment 6 can have rotation regimes for which the efficiency is maximum. This is particularly the case for an electric generator. Thus, the equipment 6 can rotate at an appropriate speed to optimize its operation.
Dans ce mode de réalisation, les moyens 53 pour modifier le rapport de vitesse comportent un réducteur de vitesse disposé entre la turbine à air 7 et l’équipement 6. En effet, en fonctionnement, la turbine à air présente une vitesse de rotation élevée. Le réducteur de vitesse permet de diminuer la vitesse de rotation et d’augmenter le io couple.In this embodiment, the means 53 for modifying the speed ratio comprise a speed reducer disposed between the air turbine 7 and the equipment 6. In fact, in operation, the air turbine has a high speed of rotation. The speed reducer makes it possible to decrease the speed of rotation and to increase the torque.
La turbine 7 est alimentée en air avec un débit qui est avantageusement contrôlé par des moyens de régulation (non représentés). II est ainsi possible de faire varier la vitesse de rotation de la turbine 7, et par conséquent la vitesse de rotation de l’équipement 6 selon les besoins. Ces moyens de régulation comportent par exemple un dispositif d’obturation de l’orifice d’admission 81, le dispositif d’obturation laissant plus ou moins d’air pénétrer dans le dispositif d’approvisionnement en air 8 de la turbine 7. Alternativement, la canalisation d’air 83 peut être équipée d’une vanne commandée en ouverture et en fermeture.The turbine 7 is supplied with air with a flow rate which is advantageously controlled by regulating means (not shown). It is thus possible to vary the speed of rotation of the turbine 7, and therefore the speed of rotation of the equipment 6 as required. These regulation means comprise, for example, a device for shutting off the inlet orifice 81, the shutter device allowing more or less air to enter the air supply device 8 of the turbine 7. Alternatively, the air duct 83 can be fitted with a valve controlled for opening and closing.
Avantageusement, le cône d’échappement comporte une protection thermiqueAdvantageously, the exhaust cone includes thermal protection
9 afin de protéger l’équipement 6 et le dispositif d’entraînement 5 contre la chaleur environnante. Dans ce mode de réalisation, la protection thermique 9 est une cloison qui entoure l’équipement 6 et le dispositif d’entraînement 5 et qui forme un conduit par lequel l’air sortant de la turbine 7 s’échappe, le conduit étant relié à l’orifice d’échappement 29. La protection thermique 9 est par exemple réalisée à partir d’un matériau isolant thermiquement.9 in order to protect the equipment 6 and the drive device 5 against the surrounding heat. In this embodiment, the thermal protection 9 is a partition which surrounds the equipment 6 and the drive device 5 and which forms a duct through which the air leaving the turbine 7 escapes, the duct being connected to the exhaust port 29. The thermal protection 9 is for example made from a thermally insulating material.
La figure 2 est une vue de détail de la zone Z d’une variante du premier mode de réalisation de la turbomachine 100. Dans cette variante, l’orifice d’admission 81 affleure la paroi interne 41 de la veine secondaire 4. Par exemple, l’écope 82 fixée dans le compartiment moteur 26 présente une première extrémité alignée avec la paroi interne 41 de la veine secondaire 4. Ainsi, l’écoulement de l’air dans la veine secondaire 4 n’est pas gêner, et cette dernière conserve ses performances aérodynamiques.FIG. 2 is a detailed view of zone Z of a variant of the first embodiment of the turbomachine 100. In this variant, the intake orifice 81 is flush with the internal wall 41 of the secondary stream 4. For example , the scoop 82 fixed in the engine compartment 26 has a first end aligned with the internal wall 41 of the secondary vein 4. Thus, the flow of air in the secondary vein 4 is not obstruct, and the latter maintains its aerodynamic performance.
Dans cette variante, la canalisation 83 est disposée derrière un bras de carter 24a. Les modifications à apporter à la structure du bras de carter 24a sont ainsi moins importantes que dans le premier mode de réalisation, ce qui réduit les coûts de mise en œuvre de l’invention.In this variant, the pipe 83 is arranged behind a casing arm 24a. The modifications to be made to the structure of the casing arm 24a are thus less significant than in the first embodiment, which reduces the costs of implementing the invention.
Dans un autre mode de réalisation, le dispositif d’approvisionnement en air 8 de la turbine 7 peut comporter plusieurs orifices d’admission 81 disposés de manière circonférentielle dans la veine secondaire. Par exemple, plusieurs écopes 82 peuvent être installées dans le compartiment moteur 26, chaque écope 82 étant reliée à la turbine à air 7 par une canalisation d’air 83. Il est ainsi possible d’approvisionner la turbine 7 avec une plus grande quantité d’air.In another embodiment, the air supply device 8 for the turbine 7 can comprise several intake orifices 81 arranged circumferentially in the secondary stream. For example, several scoops 82 can be installed in the engine compartment 26, each scoop 82 being connected to the air turbine 7 by an air duct 83. It is thus possible to supply the turbine 7 with a greater quantity of 'air.
La figure 3 est une vue de détail de la zone Z d’un deuxième mode de réalisation îo d’une turbomachine 200 selon l’invention dans lequel la turbine à air 7 est disposée en aval de l’équipement 6. Avantageusement, les orifices de sortie d’air 78 de la turbine sont orientés vers l’amont de la turbine 7.FIG. 3 is a detailed view of zone Z of a second embodiment of a turbomachine 200 according to the invention in which the air turbine 7 is disposed downstream of the equipment 6. Advantageously, the orifices air outlet 78 of the turbine are oriented upstream of the turbine 7.
Dans ce deuxième mode de réalisation, la cloison formée par la protection thermique 9 comporte des orifices 91 situés en amont dans le cône d’échappementIn this second embodiment, the partition formed by the thermal protection 9 has orifices 91 located upstream in the exhaust cone
25. Ainsi, l’air sortant de la turbine 7 circule autour de l’équipement 6, traverse les orifices 91 de la cloison pour rejoindre l’espace défini entre la paroi intérieure du cône d’échappement 25 et la cloison, puis s’échappe par l’orifice d’échappement 29, comme représenté par les flèches sur la figure 3. Cette configuration permet de ventiler non seulement l’équipement 6 mais aussi l’ensemble du volume défini par la protection thermique 9 dans lequel l’équipement 6 et le dispositif d’entraînement 5 sont disposés. Le cheminement suivi par l’air étant plus long, l’efficacité du refroidissement s’en trouve alors améliorée.25. Thus, the air leaving the turbine 7 circulates around the equipment 6, crosses the orifices 91 of the partition to reach the space defined between the inner wall of the exhaust cone 25 and the partition, then s' escapes through the exhaust port 29, as shown by the arrows in FIG. 3. This configuration makes it possible to ventilate not only the equipment 6 but also the entire volume defined by the thermal protection 9 in which the equipment 6 and the drive device 5 are arranged. The path followed by the air being longer, the cooling efficiency is thereby improved.
Naturellement, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits en référence aux figures et des variantes pourraient être envisagées sans sortir du cadre de l’invention. Plutôt que d’avoir recours à une écope pour prélever de l’air dans la veine secondaire, il est par exemple possible d’aménager l’orifice d’admission dans l’un des bras, qui sont également appelés bifurcations, reliant la paroi interne et la paroi externe de la veine secondaire de manière à ce que l’orifice d’admission intercepte le flux d’air secondaire. L’équipement peut également être refroidi avec de l’huile pour dissiper une partie de la chaleur, et ainsi abaisser davantage la température de l’équipement. Ainsi, les prélèvements d’air dans le flux secondaire peuvent être réduits aux seuls besoins d’entraînement de la turbine à air.Naturally, the invention is not limited to the embodiments described with reference to the figures and variants could be envisaged without departing from the scope of the invention. Rather than using a scoop to take air from the secondary vein, it is for example possible to arrange the admission orifice in one of the arms, which are also called bifurcations, connecting the wall internal and external wall of the secondary vein so that the intake orifice intercepts the secondary air flow. The equipment can also be cooled with oil to dissipate some of the heat, thereby further lowering the temperature of the equipment. Thus, the air samples in the secondary flow can be reduced to the sole drive needs of the air turbine.
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3575574A1 (en) * | 2018-05-31 | 2019-12-04 | United Technologies Corporation | Thermal management of a gas turbine engine shaft |
| US20220099759A1 (en) * | 2020-09-29 | 2022-03-31 | Airbus Operations (S.A.S.) | System for detecting faults in electrical cabling |
| EP3926157A4 (en) * | 2019-02-13 | 2022-11-16 | IHI Corporation | Cooling system for aircraft gas turbine engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2002052136A2 (en) * | 2000-12-22 | 2002-07-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Main propulsion engine system integrated with secondary power unit |
| WO2003037715A1 (en) * | 2001-10-29 | 2003-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
| US20090078496A1 (en) * | 2007-09-25 | 2009-03-26 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
| US20090088063A1 (en) * | 2007-10-01 | 2009-04-02 | United Technologies Corporation | Cabin air supercharged aircraft internal combustion engine |
| US8235170B1 (en) * | 2011-04-29 | 2012-08-07 | Honeywell International Inc. | Integrated tailcone muffler assemblies and methods |
-
2016
- 2016-08-03 FR FR1657523A patent/FR3054858B1/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2002052136A2 (en) * | 2000-12-22 | 2002-07-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Main propulsion engine system integrated with secondary power unit |
| WO2003037715A1 (en) * | 2001-10-29 | 2003-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
| US20090078496A1 (en) * | 2007-09-25 | 2009-03-26 | Hamilton Sundstrand Corporation | Mixed-flow exhaust silencer assembly |
| US20090088063A1 (en) * | 2007-10-01 | 2009-04-02 | United Technologies Corporation | Cabin air supercharged aircraft internal combustion engine |
| US8235170B1 (en) * | 2011-04-29 | 2012-08-07 | Honeywell International Inc. | Integrated tailcone muffler assemblies and methods |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3575574A1 (en) * | 2018-05-31 | 2019-12-04 | United Technologies Corporation | Thermal management of a gas turbine engine shaft |
| US11078843B2 (en) * | 2018-05-31 | 2021-08-03 | Raytheon Technologies Corporation | Thermal management of a gas turbine engine shaft |
| US20210340911A1 (en) * | 2018-05-31 | 2021-11-04 | Raytheon Technologies Corporation | Thermal management of a gas turbine engine shaft |
| US11988146B2 (en) * | 2018-05-31 | 2024-05-21 | Rtx Corporation | Thermal management of a gas turbine engine shaft |
| EP3926157A4 (en) * | 2019-02-13 | 2022-11-16 | IHI Corporation | Cooling system for aircraft gas turbine engine |
| US20220099759A1 (en) * | 2020-09-29 | 2022-03-31 | Airbus Operations (S.A.S.) | System for detecting faults in electrical cabling |
| US11650239B2 (en) | 2020-09-29 | 2023-05-16 | Airbus Operations (S.A.S.) | System for detecting faults in electrical cabling |
| US11726125B2 (en) * | 2020-09-29 | 2023-08-15 | Airbus Operations (S.A.S.) | System for detecting faults in electrical cabling |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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