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Perfectionnements aux installations de turbines à combustion in- -terne pour la propulsion.
Cette invention est relative aux installations de tur- bines à combustion interne pour la propulsion particulièrement mais . non exclusivement d'avions. L'invention concerne spécialement une installation de turbine à combustion interne à courant axial, com- portant une chambre de combustion alimentée d'air par un compres- seur à courant axial actionnédirectement par des aubages de turbi- ne logés dans un passage de sortie annulaire de la chambre de com- bustion.
Suivant la présente invention la chambre de combustion de forme annulaire ou groupe de chambres de combustion disposées sous une forme annulaire (appelé ci-aprés chambre de combustion) se trouve radialement à l'extérieur du compresseur (ou des éléments de compresseur) ce qui exige que la direction du courant d'air soit renversée deux fois.
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En d'autres termes, l'air après avoir circulé axialement à travers le canal annulaire qui renferme l'aubage du compresseur est con- traint de se diriger vers l'extérieur et ensuite de circuler en sens inverse à l'extérieur de l'enveloppe du compresseur, et lors- qu'il est ainsi parvenu radialement dans le prolongement ou à pro- ximité de l'entrée de la chambre de combustion il est forcé de cir- culer de nouveau dans le sens opposé (initial) dans et à travers la chambre de combustion et aussi dans cette direction de préférence autour de la chambre de combustion proprement dite, notamment dans des passages annulaires, radialement à l'intérieur et à l'extérieur du groupe de chambres de combustion,
lorsque la chambre de combus- tion est du type connu en soi où une partie de l'air comprimé re- joint les produits de la combustion qui quittent la chambre propre- sont ment dite. Les produits de la combustion sont alors envoyés a travers, un canal annulaire à l'un ou plusieurs des étages de la turbine qui actionnent le compresseur d'air, pénétrant dans la turbine par un aubage directeur fixe.
En vue d'approprier convenablement cette chambre à com- bustion et d'offrir un passage non heurté aux gaz qui en viennent pour se rendre dans la turbine qui actionne le compresseur, l'enve- loppe externe de ce dernier est de préférence conique, son diamètre diminuant de son extrémité d'entrée vers son extrémité de sortie.
Pour réaliser cette caractéristique le cylindre porte-aubage inté- rieur du compresseur présente avantageusement un diamètre constant, sur toute sa longueur, de telle sorte que le canal annulaire qui renferme l'aubage du compresseur présente.un d.iamètre moyen dimi- nuant progressivement pour assurer une forme conique, plus grand à l'extrémité d'entrée du compresseur, tandis que le diamètre moyen de la chambre de combustion peut diminuer suivant une loi correspon- dante pour produire la même conicité.
Le compresseur (ou les êtgges de compresseur) peut compor- ter des cylindres à contre-rotation, c'est-à-dire, tournant en sens
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contraires, portant respectivement des couronnes ou des étages d' aubes à contre-rotation et actionnes par des éléments de turbine à contre-rotation avec arbre fixe ou rotatif et roulements à billes.
Le conduit de refoulement de l'enveloppe du compresseur détermine nécessairement le, renversement du courant d'air refoulé par le com- presseur, ce renversement. étant avantageusement assuré au moyen d' une pièce-annulaire fixe pourvue de surfaces de guidage à peu près semi-circulaires ou semi-toriques. Lorsqué le compresseur comporte de pareils cylindres à contre-rotation, il est muni d'une enveloppe externe constituant la paroi interne du passage annulaire à travers lequel l'air refoulé circule longitudinalement en allant vers l'en- trée .de la chambre de combustion annulaire.
Suivant une variante, le compresseur ne possède qu'un seul organe porte-aubes rotatif, comportant en général un plus grand nom- bre d'étages qu'un compresseur à contre rotation, l'organe rotatif considéré étant avantageusement la pièce interne, sous forme d'un cylindre qui présente de préférence un diamètre constant sur toute sa longueur, le cylindre conique externe- portant l'aubage directeur fixe du compresseur et constituant avantageusement l'enveloppe ex- terne du compresseur.
En vue d'empêcher une transmission inopportune de la cha- leur de l'air chaud,delxtrémité de refoulement du compresseur aux parties plus froides de ce dernier à l'extrémité d'entrée, une' iso- lation thermique peut être établie, par èxemple dans le cas d'un cylindre externe rotatif, par une construction à double paroi, em- prisonnant de l'air relativement calme, ou en permettant à une fai- ble quantité d'air des premiers étages du compresseur de circuler à travers le passage annulaire formé par ces doubles parois, de telle manière qu'elle passe le long de la surface externe du cylindre pour se rendre à l'extrémité de décharge, et s'y échapper dans l'at- mosphère conjointement avec les fuites du jointprévu à cette extré- mité.
Toutefois, lorsque le cylindre extérieur est fixe, on peut employer des matières solides non conductrices de la manière ordi- n '
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naire.
L'installation de turbine à combustion interne suivant l'invention peut être supportée ou recevoir son principal support dans l'avion, véhicule ou navire qu'elle actionne, à l'extrémité ou près de l'extrémité d'admission d'air du compresseur, de préfé- rence à proximité de l'aubage fixe à cette extrémité du compres- seur, ou bien,suivant une variante, le support peut se trouver à l'extrémité ou près de l'extrémité d'échappement de la turbine de l'installation, cette extrémité étant décalée dans le sens axial d'une distance. relativement courte par rapport à l'extrémité de refoulement du compresseur et ce support étant avantageusement à proximité de l'aubage d.irecteur fixe pour la turbine actionnant le compresseur.
Les étages à contre-rotation du compresseur peuvent être actionnés par les étages simples correspondants de l'aubage de la turbine, tandis que s'il s'agit d'un compresseur à un seul cylin- dre rotor tournant à équi-rotation, c'est-à-dire dans un seul sens, celui-ci peut être actionné par un seul rotor ou roue de turbine à deux étages d'aubes avec aubage directeur fixe entre ces étages.
Il est à remarquer que l'invention est applicable à la propulsion d'avions, véhicules ou navires au moyen d'une ou plu- sieurs hélices aériennes actionnées par l'installation de turbine à combustion interne, ou par le jet d'échappement de l'installation ou par les deux.
Les deux figures des dessins annexés sont des vues en coupe verticale, de forme conventionnelle, plus ou moins schéma- tiques, de la moitié supérieure de deux formes d'installations suivant l'invention, la disposition suivant la Fig. 1 employant un compresseur à équi-rotation et 'une turbine qui l'actionne et celle de la Fig. 2 un compresseur et une turbine de compresseur à contre-rotation.
Danschacune des figures des dessins le compresseur est
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désigné d'une façon générale,par 1, la chambre de combustion par 2 et la turbine de compresseur par 3. L'entrée d'air du compres- seur se trouve à l'extrémité de droite. On constatera que la chambre de combustion 2 est annulaire et entoure le compresseur 1, comme il a été dit précédemment. Il est bien entendu qu'au lieu d'une seule chambre à combustion annulaire il peut y avoir une série de chambres de combustion tubulaires de capacité totale équi- valente réparties¯autour du compresseur.
Le canal annulaire situé entre la chambre de combustion 2 et la surface extérieure du cylindre' externe du compresseur (Fig. l) ou de son enveloppe 5 (Fig.2) est représenté en 4. A l'extrémi- té de refoulement du compresseur, une pièce annulaire 7 munie de joints en labyrinthe appropriés 6 sert à faire dévier l'air qui est refoulé du compresseur de manière à le faire circuler dans la direction indiquée par la flèche 8 à travers le canal 4, une par- tie de cet air pénétrant dans la chambre de combustion proprement dite à l'extrémité de droite de celle-ci autour des tuyères à com- bustible, dont l'une est.
indiquée en 9, tandis qu'une autre partie @ de l'air circule de droite à gauche le long des espaces 10 et II, dont le premier est établi entre celle des parois 12 de la chambre de combustion qui se trouve le plus à l'intérieur et une autre pa- roi 10a, et le second entre celle des parois 12 qui se trouve à l'extérieur et une paroi externe 14, une telle chambre de combus- tion pourvue d'une chemise de circulation étant de type générale- ment connu en soi. L'extrémité de droite de la paroi 10a pénètre dans une poche annulaire 41 de manière à permettre à une partie de l'air du canal 4 de changer de direction (dans cette poche) pour pénétrer dans l'espace intérieur 10 de la chemise.
Les gaz qui sont déchargés de la chambre de combustion passent d'abord par l'aubage directeur fixe 15 pour pénétrer dans la turbine de compresseur 3.
-Dans la disposition représentée sur la Fig. 1, la tur-
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bine de compresseur 3 comprend une roue 16 portant deux étages ou couronnes d'aubes 17 et 18, entre lesquels se trouve l'étage ou couronne d'aubes fixe 19. 'Sur le moyeu 16a de la roue de turbine est claveté à cannelures un manchon 20 qui porte la voie de roule- ment interne du -roulement à billes Si, dont la voie de roulement externe est montée dans unmanchon 22 qui est porté par la partie fixe de l'installation par l'intermédiaire d'une cloison 23 dont la périphérie est fixée rigidement à la,bague porteuse de l'aubage directeur fixe 15 de la turbine, et par une autre cloison 24 fixée rigidement la pièce annulaire de déviation de l'air 7.
Sur le manchon 20 est monté rigidement un disque 25 qui est boulonné à sa périphérie externe à l'extrémité de gauche du rotor la du compres- seur 1. L'autre extrémité de ce rotor est boulonnée à un disque 26 qui est raccordé à un arbre manchon 27, portant les voies de rou- lement d'un double roulement à billes 28 , dont les voies de roule- ment externes sont montées dans'un manchon 29, relié au disque 30, dont la périphérie externe est raccordée à la partie interne éva- sée 31 de l'entrée d'air annulaire du compresseur, la partie ex- terne 32 de cette entrée étant reliée par une série de bras radiaux 33 à la. paroi 31.
La paroi 32 se prolonge par une partie arrondie comme c'est indiqué en 32a, de manière à former une pièce annulaire de forme à peu près parabolique en coupe transversale et est reliée en 34 à une pièce de support principale 35 qui peut être une mem- brure transversale de l'aile d'un avion. Un autre support peut être établi à l'extrémité de gauche de l'installation, notamment une membrure 35a à laquelle est boulonné un bras 36 partant de la paroi externe 37 du passage d'échappement annulaire de la turbine 3.
L'enveloppe externe du compresseur est fixée à son extré- mité de droite 38 à une bride ménagée à l'extrémité de gauche de la paroi 32. L'extrémité de gauche de l'enveloppe du compresseur est maintenue, comme c'est représenté, à l'intérieur d'une série de doigts ou de lames 39 venus d'une pièce avec elle et avec l'élément
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déflecteur 7 qui est assemblé en 40 avec l'extrémité de gauche de la paroi interne 10a de la chemise de circulation de la chambre de combustion 2.
Le dispositif représenté sur la Fig. 2 est dans ses grandes lignes semblable à celui représenté sur la Fig. l,.ainsi qu'il ressort d'un examen de ces figures, la principale différence étant que le compresseur 1 est du type connu en soi à aubages à contre-rotation actionnés respectivement par des roues de turbine à contre-rotation 16a et 16b, Ces roues sont pourvues d'étages d'aubes à contre-rotation 18a et 19a et la disposition des roule- ments à billes est clairement visible.
La paroi externe 32 de l'entrée d'air n'est pas arrondie comme en 32a sur la Fig. 1, mais elle présente une partie repliée en arrière 32b qui est assemblée à la membrure de support 35 par l'intermédiaire d'une bague 32c à laquelle sont également assemblés comme c'est représenté le fond 13 de la chambre de combustion 2 et un prolongement 5aà l'extrémité de droite de l'enveloppe 5.du com- presseur 1. La pièce annulaire pour faire dévier l'air que repré- sente la Fig. 2 est assemblée comme c'est montré à la bague por- teuse interne de l'aubage directeur fixe 15 de la turbine 3.
REVENDICATIONS.
1. Installation de turbine à combustion intèrne pour la propulsion, du type spécifié ci-dessus, caractérisée en ce que la chambre de combustion annulaire est disposée radialement à l'exté- rieur du compresseur et qu'il lui est adjoint un dispositif par le- quel le courant d'air refoulé par le compresseur est contraint de revenir sur lui-même deux fois de manière à parcourir la chambre de' combustion dans la direction initiale et à parvenir ensuite dans la turbine de compresseur qui est disposée de manière que son en- trée annulaire soit coaxiale à l'extrémité de refoulement du compres- seur et proche de celle-ci.
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