CH254365A - Installation de propulsion comprenant un dispositif éjecteur comportant une turbine à combustion interne. - Google Patents
Installation de propulsion comprenant un dispositif éjecteur comportant une turbine à combustion interne.Info
- Publication number
- CH254365A CH254365A CH254365DA CH254365A CH 254365 A CH254365 A CH 254365A CH 254365D A CH254365D A CH 254365DA CH 254365 A CH254365 A CH 254365A
- Authority
- CH
- Switzerland
- Prior art keywords
- turbine
- blades
- casing
- internal combustion
- installation
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims description 11
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 150000001768 cations Chemical class 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000003546 flue gas Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
<B>Installation de</B> propulsion <B>comprenant un</B> dispositif <B>éjecteur comportant</B> une turbine <B>à combustion interne.</B> La présente invention a pour .objet une installation de propulsion destinée, par exem ple, à la propulsion des avions, et compre nant un dispositif éjecteur comportant une turbine à combustion interne.
Cette installa tion est caractérisée en ce que la turbine pré sente une enveloppe, portant une partie au moins des aubes de cette turbine et tournant en sens inverse du rotor de celle-ci, cette en veloppe portant extérieurement des pales en traînant un courant d'air.
Le dessin annexé représente, schématique ment et à titre d'exemple, deux formes d'exé cution de l'installation selon l'invention.
La fig. 1 est une élévation montrant une première forme d'exécution, de construction. simple, dans laquelle une enveloppe exté rieure fixe ou capot n'est pas représentée.
La fig. 2 est une élévation en coupe d'une deuxième forme d'exécution.
Dans la construction indiquée par la fig. 1, 11 représente l'arbre du rotor intérieur de la turbine de l'installation. Sur l'extrémité de cet arbre 11 sont montées des pales 12. <B>13</B> représente l'enveloppe extérieure de la turbine. Sur cette enveloppe sont montées extérieurement des pales 14.
La turbine à combustion interne est du type axial, com portant une partie compresseur, une cham bre à combustion et une partie motrice pla cées en ligne. Le rotor porte certaines des aubes de la partie compresseur ainsi que cer- taines des aubes motrices et l'enveloppe exté rieure 13 porte quelques-unes des aubes mo trices de la turbine. Le rotor 11 et l'enve loppe extérieure 13 tournent en sens opposés.
Les gaz brûlés quittant la turbine sont diri gés vers l'arrière par une buse et exercent ainsi un effet de propulsion. L'emploi des pales propulsives 12 et 14 entraînant un courant d'air vers l'arrière permet d'nubgmen- ter la part d'énergie de l'installation absor bée par la turbine et, ainsi, de diminuer la vitesse finale des gaz brûlés du jet, afin d'utiliser l'installation aux faibles vitesses d'une façon plus favorable que si l'on ne dis posait que de la propulsion par éjection. De plus,
la vitesse de l'air par rapport aux pales peut être maintenue bien au-dessous de la vitesse du son, la disposition dé rotor et' d'en veloppe tournant en sens inverse produisant un effet de démultiplication sans la compli cation d'un réducteur mécanique.
Dans la construction de la fig. 2, il y a trois couronnes de pales 14 portées extérieu rement par l'enveloppe 13 de la turbine et, coopérant avec elles, trois couronnes de pales 12 portées par une enveloppe externe fixe 15, à l'intérieur de laquelle tournent les pa les 14.
L'enveloppe 13 de la turbine est en traînée par réaction à partir du rotor inté rieur 11 tournant en sens inverse. 16 repré sente les aubes motrices coopérantes de la. tur- bine, dont certaines sont portées par l'enve- loppe 18. (Les aubes @de la partie compres seur et la chambre de combustion n'ont pas été représentées pour plus de simplicité).
Le courant d'air entraîné par les pales 14 est chassé par un passage annulaire 17, formé au moyen de l'enveloppe 15, dans le jet de gaz brûlés quittant la turbine en 18, et ce mé lange s'échappe par une buse en exerçant l'ef fet de propulsion. Le mélange d'air extérieur aux gaz brûlés augmente l'effet de propulsion par éjection. du fait de l'augmentation du poids des gaz éjectés, et de la diminution ré- sultante de la vitesse- de sortie.
Claims (1)
- REVENDICATION Installation de propulsion, comprenant un dispositif éjecteur comportant une turbine à combustion interne, caractérisée en ce que la turbine présente une enveloppe, portant une partie au moins des aubes de cette turbine et tournant en sens inverse du rotor de celle-ci, cette - enveloppe portant extérieurement des palesentraîant un courant d'air. SOUS-REVENDICATIONS 1.Installation selon la revendication, ca ractérisée par une disposition telle que le cou rant .d'air entraîné par les pales portées exté- rieurement-par l'enveloppe de la turbine soit -chassé dans le jet de gaz brûlés quittant la turbine. 9.Installation selon la revendication, ca ractérisée par une enveloppe fige à l'intérieur de laquelle tournent certaines au moins des pales portées extérieurement par l'enveloppe de la turbine et dirigeant le courant d'air entraîné par ces pales dans le jet. de gaz brûlés quittant la turbine,
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB254365X | 1941-10-28 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CH254365A true CH254365A (fr) | 1948-04-30 |
Family
ID=10227636
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CH254365D CH254365A (fr) | 1941-10-28 | 1945-12-29 | Installation de propulsion comprenant un dispositif éjecteur comportant une turbine à combustion interne. |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CH (1) | CH254365A (fr) |
-
1945
- 1945-12-29 CH CH254365D patent/CH254365A/fr unknown
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4214440A (en) | Composite gas turbine engine for V/STOL aircraft | |
| US4477040A (en) | Aircraft wind energy device | |
| US1433995A (en) | Turbine motor | |
| US6786036B2 (en) | Bimodal fan, heat exchanger and bypass air supercharging for piston or rotary driven turbine | |
| US3844676A (en) | Turbo superchargers for internal combustion engines | |
| US2587649A (en) | Selective turbopropeller jet power plant for aircraft | |
| FR2560642A1 (fr) | Moteur a turbosoufflante a contre-rotation | |
| US4051671A (en) | Jet engine with compressor driven by a ram air turbine | |
| FR2646473A1 (fr) | Moteur a soufflantes contrarotatives tractrices | |
| US2600302A (en) | Air cleaning intake for gas turbines and other internal-combustion engines | |
| GB1413845A (en) | Marine propulsion | |
| GR3002607T3 (en) | Turbine thrust reverser having a device for re-orientating the gas flow | |
| CA2513783A1 (fr) | Cone d'entree d'une turbomachine | |
| CH254365A (fr) | Installation de propulsion comprenant un dispositif éjecteur comportant une turbine à combustion interne. | |
| FR2576359A1 (fr) | Moteur a turbine a gaz a turbopropulseur pour avion | |
| US3221993A (en) | Spraying equipment | |
| US2735499A (en) | ehlers | |
| US2945670A (en) | Active-reactive energy applications for prime movers | |
| CH355326A (fr) | Installation à turbine à gaz | |
| US2395262A (en) | Supercharging arrangement | |
| GB697285A (en) | Improvements in or relating to centrifugal compressors | |
| GB809811A (en) | Improvements in and relating to gas turbines | |
| US2938332A (en) | Thermal jet engine | |
| CH268644A (fr) | Groupe propulseur à réaction. | |
| US4110975A (en) | Jet engine having combustion chamber within compressor |