FR3128971A1 - Turbomachine d'aéronef et procédé associé - Google Patents
Turbomachine d'aéronef et procédé associé Download PDFInfo
- Publication number
- FR3128971A1 FR3128971A1 FR2111914A FR2111914A FR3128971A1 FR 3128971 A1 FR3128971 A1 FR 3128971A1 FR 2111914 A FR2111914 A FR 2111914A FR 2111914 A FR2111914 A FR 2111914A FR 3128971 A1 FR3128971 A1 FR 3128971A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- circuit
- fresh air
- turbomachine
- supplied
- air
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/14—Casings modified therefor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/25—Three-dimensional helical
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/606—Bypassing the fluid
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
TURBOMACHINE D'AÉRONEF ET PROCÉDÉ ASSOCIÉ Un aspect de l’invention concerne une turbomachine d'aéronef comprenant : un étage de compression (3, 4) configuré pour produire de l'air frais ;un circuit de génération de gaz (20) configuré pour chauffer l'air frais et produire du gaz à partir de l'air chauffé ;un distributeur (7), comprenant un circuit d'échappement du gaz et un circuit de refroidissement ; la turbomachine (1) étant remarquable en ce qu'elle comprend également un circuit de distribution d'air frais (21), séparé du circuit de génération de gaz (20), alimenté en air frais par l'étage de compression (4) et alimentant en air frais le circuit de refroidissement. Figure à publier avec l’abrégé : Figure 3
Description
DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION
Le domaine technique de l’invention est celui des turbomachines d'aéronef et plus particulièrement des turbomachines à cycle récupéré, c'est à dire comprenant un système de chauffage de l'air mis en œuvre en tant que comburant lors de la production de gaz.
La présente invention concerne également un procédé d'assemblage d'une turbomachine d'aéronef et plus particulièrement à cycle récupéré.
ARRIÈRE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTION
Une turbomachine d'aéronef permet de fournir une énergie mécanique et/ou cinétique à un aéronef. Une sous-catégorie des turbomachines comprend les turbomoteurs dont l'énergie mécanique produite entraîne un arbre de sortie. Un turbomoteur est avantageusement mis en œuvre dans un hélicoptère, l'arbre de sortie du turbomoteur étant par exemple couplé au système d'entrainement de pales de l'hélicoptère, permettant ainsi leur mise en rotation.
La montre un schéma de turbomachine 1' d'aéronef selon l'art antérieur et plus particulièrement d'un turbomoteur. La turbomachine 1' comprend un étage de compression 2, 3 configuré pour fournir de l'air comprimé à une chambre de combustion 6'. La chambre de combustion 6' produit, à partir de l'air comprimé, une grande quantité de gaz. Le gaz est ensuite détendu dans un étage de détente 7, 8, 10, 11 et éjecté de la turbomachine par une tuyère 11. L'énergie mécanique de la turbomachine 1' est en partie récupérée lors de la détente du gaz. Lors de sa détente, il entraîne une turbine libre 10, elle-même liée à un système d'entraînement 12, 13 d'un arbre de sortie 14 ou d’un train d’engrenages d'un boitier de relais d’accessoires 15. L'arbre de sortie 14 est destiné à fournir une part substantielle de l'énergie mécanique de la turbomachine 1', par exemple pour entraîner les pales d'un hélicoptère. Le boitier de relais d’accessoires 15 est destiné à entraîner des équipements comme par exemple un système hydraulique ou un générateur électrique.
L'étage de compression de la turbomachine 1' tel qu'illustré par la comprend un premier compresseur 2 dit "compresseur basse pression", alimenté en air ambiant et configuré pour comprimer une première fois l'air. L'étage de compression peut également comprendre un deuxième compresseur 3, dit "compresseur haute pression", alimenté en air par le compresseur basse pression 2 et configuré pour comprimer davantage l'air. Malgré l'augmentation inhérente de la température de l'air lors de ses compressions successives à chaque étage d’un compresseur, cette température est encore considérée comme basse au vu des températures en jeu lors de la génération de gaz. L'air comprimé produit par le compresseur haute pression est alors appelé "air frais".
L'air frais produit par l'étage de compression est injecté directement dans la chambre de combustion 6', afin d'être utilisé comme comburant lors de la production de gaz. On parle dans ce cas de turbomachines à cycle classique.
Les turbomachines à cycle classique ne présentent pas le meilleur rendement énergétique, notamment à cause de la différence de température entre l'air frais et le gaz produit par la chambre de combustion. Le rendement énergétique est amélioré en réduisant la différence de température, par exemple en chauffant l'air frais avant son injection dans la chambre de combustion. Une solution technique mise en œuvre dans les turbomachines dites "à cycle récupéré" consiste à récupérer une partie de la chaleur du gaz éjecté pour chauffer l'air frais au moyen d'un échangeur de chaleur. L'air injecté dans la chambre de combustion est ainsi plus chaud, ce qui améliore le rendement de la turbomachine.
Toutefois, les turbomachines à cycle récupéré posent de nouveaux problèmes. En effet, une partie de l'air injecté dans la chambre de combustion n'est pas employée à la génération de gaz mais est employée au refroidissement des pièces situées en aval de la génération de gaz. Il s'agit par exemple d'un distributeur à aubage fixe, destiné à accélérer et orienter le gaz avant qu'il n'atteigne une roue de turbine. Ou encore un anneau de turbine, dont la dilatation crée une fuite de gaz et réduit la conversion d'énergie mécanique obtenue de la détente du gaz.
Dans une turbomachine à cycle classique, l'air frais constitue une source froide pertinente pour refroidir lesdites pièces. En revanche, dans une turbomachine à cycle récupéré, l'air injecté est trop chaud et peut conduire à une dégradation de la durée de vie du distributeur et/ou de l’anneau de turbine ainsi qu’une perte de performance non négligeable de la turbomachine.
Il existe donc un besoin d'améliorer le refroidissement des composants d'une turbomachine à cycle récupéré situés en aval de la génération de gaz.
L’invention offre une solution aux problèmes évoqués précédemment, en permettant de ségréguer l'air servant de source froide et l’air servant de comburant avant que ce dernier ne soit chauffé.
Pour cela, l'invention concerne une turbomachine d'aéronef comprenant :
- un compresseur, configuré pour produire de l'air comprimé dit "air frais" ;
- un diffuseur, alimenté en air frais par le compresseur ;
- un circuit de génération de gaz, comprenant :
- un échangeur de chaleur, configuré pour produire de l'air chaud à partir d'air frais et alimenté en air frais par le diffuseur ;
- une chambre de combustion, configurée pour produire du gaz à partir d'air chaud et alimentée en air chaud par l'échangeur de chaleur ; et
un distributeur, comprenant :
- un circuit d'échappement, alimenté en gaz par le circuit de génération de gaz ; et
- un circuit de refroidissement dit "premier circuit de refroidissement" ;
La turbomachine est remarquable en ce qu'elle comprend également un circuit de distribution d'air frais, séparé du circuit de génération de gaz et alimenté en air frais par le diffuseur et en ce que le circuit de distribution d'air frais alimente en air frais le premier circuit de refroidissement.
La turbomachine, comprenant un échangeur de chaleur, permet de chauffer l'air à injecter dans la chambre de combustion et améliorer ainsi le rendement énergique de la turbomachine.
Grâce au circuit de distribution, de l'air frais est acheminé jusqu'au distributeur de manière à le refroidir. Le circuit de distribution étant séparé du circuit de génération de gaz, aucun gaz ou air chaud ne pénètre dans le premier circuit de refroidissement, permettant d'obtenir un refroidissement du distributeur au moins équivalent à celui d'une turbomachine à cycle classique.
Selon une variante de l'invention, le circuit de distribution d'air frais comprend :
- une première partie dite "premier sous-circuit de distribution", alimentée en air frais par le diffuseur et alimentant en air frais le premier circuit de refroidissement ; et
- une deuxième partie dite "deuxième sous-circuit de distribution", disposée dans la continuité du premier sous-circuit de distribution et alimentée en air frais par le premier circuit de refroidissement.
Le premier sous-circuit de distribution est avantageusement séparé du circuit de génération de gaz par une première paroi. Le deuxième sous-circuit de distribution est également avantageusement séparé du circuit de génération de gaz par une deuxième paroi.
La turbomachine selon l'invention peut en outre comprendre une turbine, ladite turbine comprenant :
- une roue de turbine ; et
- un anneau de turbine, entourant la périphérie de la roue de turbine et comprenant un circuit de refroidissement dit "deuxième circuit de refroidissement".
Le deuxième circuit de refroidissement est alors avantageusement alimenté par le circuit de distribution d'air frais et préférentiellement par le deuxième sous-circuit de distribution.
La turbomachine selon l'invention comprend également un axe de rotation principal. Le circuit de distribution d'air frais présente alors avantageusement une forme annulaire s'étendant autour de l'axe de rotation principal.
Selon un autre variante de l'invention, la chambre de combustion est inversée.
Un autre aspect de l'invention concerne également un procédé de fabrication d'une turbomachine d'aéronef, comprenant la mise en place d'une première paroi de séparation séparant le premier sous-circuit de distribution du circuit de génération de gaz, et d'une deuxième paroi de séparation séparant le deuxième sous-circuit de distribution du circuit de génération de gaz.
Le procédé permet ainsi de fabriquer une turbomachine à cycle récupéré montrant des performances de refroidissement au moins équivalent à une turbomachine à cycle classique.
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.
BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES
Les figures sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l’invention. Sauf précision contraire, un même élément apparaissant sur des figures différentes présente une référence unique.
Claims (8)
- Turbomachine (1) d'aéronef comprenant :
- un compresseur (3), configuré pour produire de l'air comprimé dit "air frais" ;
- un diffuseur (4), alimenté en air frais par le compresseur (3) ;
- un circuit de génération de gaz (20), comprenant :
- un échangeur de chaleur (16), configuré pour produire de l'air chaud à partir d'air frais et alimenté en air frais par le diffuseur (4) ;
- une chambre de combustion (6), configurée pour produire du gaz à partir d'air chaud et alimentée en air chaud par l'échangeur de chaleur (16) ;
- un distributeur (7), comprenant :
- un circuit d'échappement (72), alimenté en gaz par le circuit de génération de gaz (20) ; et
- un circuit de refroidissement (73) dit "premier circuit de refroidissement" ;
- Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le circuit de distribution d'air frais (21) comprend :
- une première partie (18) dite "premier sous-circuit de distribution", alimentée en air frais par le diffuseur (4) et alimentant en air frais le premier circuit de refroidissement (73) ; et
- une deuxième partie (19) dite "deuxième sous-circuit de distribution", disposée dans la continuité du premier sous-circuit de distribution (18) et alimentée en air frais par le premier circuit de refroidissement (73).
- Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le premier sous-circuit de distribution (18) est séparé du circuit de génération de gaz (20) par une première paroi de séparation (181) et en que le deuxième sous-circuit de distribution (19) est séparé du circuit de génération de gaz (20) par une deuxième paroi de séparation (191).
- Turbomachine (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend une turbine (8, 17) comprenant :
- une roue de turbine (8) ; et
- un anneau de turbine (17), entourant la périphérie de la roue de turbine (8) et comprenant un circuit de refroidissement (171) dit "deuxième circuit de refroidissement" ;
- Turbomachine (1) selon la revendication précédente et l'une des revendications 2 ou 3, caractérisée en ce que le deuxième circuit de refroidissement (171) est alimenté par le deuxième sous-circuit de distribution d'air frais (19).
- Turbomachine (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend un axe de rotation principal (A), le circuit de distribution (21) d'air frais présentant une forme annulaire s'étendant autour de l'axe de rotation principal (A).
- Turbomachine (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la chambre de combustion (6) est inversée.
- Procédé de fabrication d'une turbomachine (1) d'aéronef, comprenant la mise en place d'une première paroi de séparation (181) séparant le premier sous-circuit de distribution (18) du circuit de génération de gaz (20), et d'une deuxième paroi de séparation (191) séparant le deuxième sous-circuit de distribution (19) du circuit de génération de gaz (20).
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR2111914A FR3128971A1 (fr) | 2021-11-10 | 2021-11-10 | Turbomachine d'aéronef et procédé associé |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR2111914A FR3128971A1 (fr) | 2021-11-10 | 2021-11-10 | Turbomachine d'aéronef et procédé associé |
FR2111914 | 2021-11-10 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR3128971A1 true FR3128971A1 (fr) | 2023-05-12 |
Family
ID=80225588
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR2111914A Pending FR3128971A1 (fr) | 2021-11-10 | 2021-11-10 | Turbomachine d'aéronef et procédé associé |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
FR (1) | FR3128971A1 (fr) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4264272A (en) * | 1977-09-13 | 1981-04-28 | Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Gas turbine engine |
US4657482A (en) * | 1980-10-10 | 1987-04-14 | Rolls-Royce Plc | Air cooling systems for gas turbine engines |
US5163285A (en) * | 1989-12-28 | 1992-11-17 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Cooling system for a gas turbine |
US6672072B1 (en) * | 1998-08-17 | 2004-01-06 | General Electric Company | Pressure boosted compressor cooling system |
-
2021
- 2021-11-10 FR FR2111914A patent/FR3128971A1/fr active Pending
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4264272A (en) * | 1977-09-13 | 1981-04-28 | Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Gas turbine engine |
US4657482A (en) * | 1980-10-10 | 1987-04-14 | Rolls-Royce Plc | Air cooling systems for gas turbine engines |
US5163285A (en) * | 1989-12-28 | 1992-11-17 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Cooling system for a gas turbine |
US6672072B1 (en) * | 1998-08-17 | 2004-01-06 | General Electric Company | Pressure boosted compressor cooling system |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1503061B1 (fr) | Procédé de refroidissement, par air refroidi en partie dans un échangeur externe, des parties chaudes d'un turboréacteur, et turboréacteur ainsi refroidi. | |
EP2859208B1 (fr) | Turboreacteur incorporant des generateurs thermoelectriques | |
EP3259462B1 (fr) | Système de récupération d'énergie de gaz d'échappement | |
JP2002256813A (ja) | 冷却型ガスタービン排気車室 | |
FR2931192A1 (fr) | Turbomachine et procede pour ameliorer le rendement energetique dans une turbomachine | |
US10280782B2 (en) | Segmented clearance control ring | |
FR2920470A1 (fr) | Dispositif pour faciliter le refroidissemnt d'un composant de turbine a vapeur. | |
FR2558893A1 (fr) | Procede de production d'energie, a l'aide d'une turbine a gaz | |
FR2929338A1 (fr) | Chambre de post-combustion pour moteur a turbine a gaz | |
FR3078367A1 (fr) | Turbomachine comportant un echangeur de chaleur dans la veine secondaire | |
CA2823670C (fr) | Procede et dispositif d'alimentation en lubrifiant | |
JP2019203504A (ja) | ターボチャージャおよび燃料電池とターボチャージャとを備える駆動システム | |
US9206693B2 (en) | Apparatus, method, and system for separating particles from a fluid stream | |
FR2920482A1 (fr) | Ventilation et pressurisation de composants dans une turbomachine | |
RU2338908C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
FR2976970A1 (fr) | Systeme de turbine a vapeur et procede de refroidissement d'espaces entre roues d'une turbine a vapeur | |
FR3128971A1 (fr) | Turbomachine d'aéronef et procédé associé | |
FR3107558A1 (fr) | Systeme thermodynamique comportant deux turbomachines presentant chacune un arbre de transmission et une machine electrique | |
RU2146769C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
FR2966510A1 (fr) | Systeme a cycle combine a gazeification integree avec une turbine a gaz refroidie a l'azote | |
FR3084913A1 (fr) | Systeme thermique a circuit rankine | |
FR3137712A1 (fr) | Procédé et système de génération d’une énergie électrique au sein d’une turbomachine | |
RU2053397C1 (ru) | Способ работы газотурбинного двигателя | |
FR3108942A1 (fr) | Turbomachine a double flux pour un aeronef et procede de ventilation d’au moins une turbine dans une telle turbomachine | |
JP2024014757A (ja) | 停止用ロータ冷却システム |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20230512 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |