FR2688271A1 - Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique. - Google Patents
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Abstract
Un rotor de soufflante (6) placé dans un canal annulaire (5) à flux froid d'un moteur de propulsion est porté par un corps tournant qui comporte une turbine (12) multi-étagée alimentée par un conduit secondaire (13) axisymétrique qui dérive une partie de l'air du conduit primaire (2) à l'aval du compresseur (1) vers ladite turbine (12) qui entraîne la soufflante (6).
Description
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DESCRIPTION
L'invention concerne un moteur de propulsion particulièrement adapté à un avion supersonique. Une évolution recherchée dans la conception des moteurs de propulsion en vue d'une meilleure adaptation à leurs conditions variables d'utilisation sur un avion supersonique en fonction des différentes phases de vol est de prévoir un cycle de fonctionnement variable du moteur Il s'agit notamment de concilier le besoin d'obtenir aux vitesses supersoniques une forte poussée par unité de débit et en conséquence, une vitesse élevée des gaz à l'éjection et le besoin de réduire cette vitesse d'éjection aux vitesses subsoniques, notamment durant les phases de décollage afin de
limiter les nuisances sonores.
Une solution répondant à ces objectifs a déjà été décrite par EP-A-0 076 192 qui prévoit deux ensembles propulsifs liés, coaxiaux, l'un interne et l'autre externe Cette structure comporte toutefois deux chambres de combustion séparées et plusieurs corps tournants à arbres concentriques, ce qui entraîne une assez grande complexité de réalisation et de
fonctionnement.
Un des buts de l'invention est d'obtenir les résultats recherchés notés ci-dessus en utilisant des structures plus simples. Un moteur de propulsion du type précité et répondant à ces conditions est caractérisé en ce que un étage d'aubes de soufflante est porté par un corps tournant qui comporte en outre une turbine multi-étagée dite froide, ledit corps tournant et ses paliers de support étant disposés au droit et entourant un conduit primaire raccordé à la sortie du compresseur et délimitant la veine primaire de circulation - d'air et en ce qu'un conduit secondaire axisymétrique dérive une partie de l'air dudit conduit primaire à partir de l'aval du dernier étage de compresseur vers ladite turbine froide
qui entraîne ledit corps tournant de soufflante.
Deux modes avantageux de réalisation peuvent être envisagés selon que la turbine froide est placée en aval ou en amont
dudit étage d'aubes de soufflante.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront
mieux compris à la lecture de la description qui va suivre de
deux modes de réalisation de l'invention, en référence aux dessins annexés sur lesquels: la figure 1 représente, selon une demi- vue partielle schématique en coupe par un plan passant par son axe longitudinal de rotation, un moteur de propulsion du type turboréacteur, pour avion supersonique, conforme à l'invention dans un premier mode de réalisation; la figure 2 représente, selon une vue analogue à celle de la figure 1, un deuxième mode de réalisation du moteur de
propulsion conforme à l'invention.
Un moteur de propulsion du type turboréacteur particulièrement destiné à un avion supersonique et conforme à l'invention dans un premier mode de réalisation est schématiquement représenté sur la figure l Seule la partie centrale du moteur est représentée sur la figure 1 De manière connue en soi, ledit moteur comporte, d'amont en aval, amont et aval étant définis par rapport au sens normal de circulation des gaz dans le moteur, après l'entrée d'air, au moins un compresseur à haute-pression schématisé en 1, à la sortie duquel l'air comprimé constituant une veine fluide circule dans un conduit primaire 2 par lequel cet air est acheminé vers une chambre de combustion puis une turbine, à la sortie de laquelle les gaz entrent dans un ensemble d'éjection des gaz d'o les gaz sortent pour fournir les forces de propulsion, de manière bien connue de la technique, lesdits éléments du moteur constituant un ensemble dit
primaire 3.
De manière remarquable et conforme à l'invention, comme représenté sur la figure 1, ledit ensemble primaire 3 est entouré d'un ensemble secondaire 4 coaxial comportant un canal annulaire 5 de circulation d'une veine de flux froid dans lequel est disposé, au droit dudit conduit primaire 2 et dans un espace s'étendant axialement entre la sortie du compresseur 1 et l'entrée de la chambre de combustion, au moins un étage d'aubes mobiles 6 de compression constituant un rotor de soufflante 7, précédé d'une entrée d'air équipée de bras profilés 8 formant un étage fixe de directrice d'entrée et suivi d'un étage d'aubes fixes 9 formant un redresseur Ledit canal annulaire 5 est délimité extérieurement par une enveloppe formant un carter structural
comportant également du côté aval des bras support 11.
Selon le premier mode de réalisation de l'invention représenté sur la figure 1, le rotor de soufflante 7 est entraîné par une turbine 12 multiétagée dite froide placée
en position aval par rapport à ladite soufflante.
Un conduit secondaire axisymétrique 13 alimente en air ladite turbine 12 et se compose de trois éléments Un premier élément amont 14 est raccordé sur le conduit primaire 2, en aval du dernier étage du compresseur 1, et est constitué d'une paroi externe 15 et d'une paroi interne 16, toutes deux fixes Un second élément intermédiaire 17 passe sous le disque du rotor de soufflante 7 et un troisième élément de conduit aval 18 amène l'air prélevé du niveau du bord aval du disque de soufflante 7 jusqu'à l'entré de la turbine froide 12 Ledit conduit aval 18 est constitué par une paroi interne 19 annulaire, solidaire du côté aval du rotor 20 de la turbine froide 12 et par une paroi externe 21 annulaire, solidaire du côté aval de la structure fixe de stator 22 de la turbine froide 12 Le conduit intermédiaire 17 est constitué par deux parois annulaires tournantes, une paroi interne 23 solidarisée du côté aval avec ladite paroi interne 19 du conduit aval 18 et une paroi externe 24 solidarisée du côté amont avec le disque de soufflante 7 Du côté amont, la liaison entre les deux parois tournantes 23 et 24 du conduit intermédiaire 17 est effectuée par une grille d'aubes 25 qui joue en outre le rôle d'un étage de turbine Les autres liaisons de parois sont par ailleurs assurées par boulonnage entre des brides radiales annulaires, notamment du côté amont les brides 26 et 27, au niveau intermédiaire, les brides 28 et 29 et du côté aval, les brides externes 30 et 31 et les brides internes 32 et 33 En outre, des joints d'étanchéités, du type à labyrinthe dans l'exemple représenté sur la figure 1, sont disposés entre les parois tournantes et les parois fixes, du côté amont en 34 et 35 et au niveau intermédiaire en 36 Dans l'espace ménagé entre ledit conduit primaire 2 et le corps tournant constitué par le rotor de soufflante 7 et le rotor de turbine 20 sont placés, respectivement l'un du côté amont et l'autre du côté aval, deux ensembles de palier 37 et 38 dont la partie tournante est liée à un support 39 solidarisé, du côté amont, au moyen de brides radiales boulonnées 40 et 41 audit corps tournant et la partie fixe est liée à un support fixe 42 solidarisé, du côté aval, au moyen de brides radiales boulonnées 43 et 44 à la structure fixe du carter 10 à bras radiaux 11 Comme précédemment, des joints d'étanchéité, par exemple du type à labyrinthe 45 et 46, délimitent les enceintes de palier, respectivement du
côté amont et du côté aval.
Les dispositions qui viennent d'être décrites dans un premier mode de réalisation de l'invention, en référence à la figure 1, permettent d'obtenir une alimentation en air, comprimé par le compresseur 1 de l'ensemble primaire du moteur, de la turbine froide 12 qui entraîne le rotor de soufflante 7 sans que cela entraîne une augmentation de l'encombrement, ni par conséquent un accroissement des effets de traînée qui serait préjudiciable aux performances recherchées, notamment concernant la poussée et la consommation spécifique tout en bénéficiant des effets de réduction de bruit dus aux flux secondaire Ces dispositions assurent également un équilibrage des efforts axiaux entre la soufflante et la turbine. Dans le deuxième mode de réalisation du moteur de propulsion conforme à l'invention représenté sur la figure 2, les mêmes
références sont conservées pour les éléments correspondants.
On retrouve notamment le compresseur 1 et le conduit primaire 2 et le moteur comporte un ensemble primaire 3 identique De même, l'ensemble secondaire 4 coaxial comporte un rotor de soufflante 7, une directrice d'entrée 8, un redresseur 9 et
un carter structural 10 à bras radiaux 11.
Comme précédemment, le rotor de soufflante 7 est entraîné par une turbine 112 multi-étagée, dite froide Mais, de manière remarquable selon le deuxième mode de réalisation, ladite turbine froide 112 est placée du côté amont par rapport au rotor de soufflante 7 Par suite, un conduit secondaire axisymétrique 113 fixe, raccordé sur le conduit primaire 2, en aval du dernier étage du compresseur 1, alimente en air
comprimé ladite turbine 112.
Dans ce cas, les aubes mobiles 106 de soufflante sont bi-
étagées et comportent une pale de soufflante 106 a, une plate-
forme supérieure 47, une plate-forme inférieure 48 et entre les deux plates-formes 47 et 48, une partie profilée inférieure 49 La veine d'air traversant la turbine 112 se poursuit à travers la grille d'aubes constituées par lesdites parties profilées 49 et est délimité par une paroi externe formée par lesdites plates-formes supérieures 47 juxtaposées et par une paroi interne formée par lesdites plates-formes inférieures 48 juxtaposées A la sortie desdites aubes de turbine 49, la veine d'air s'écoule dans un conduit d'échappement annulaire 50 Comme précédemment, le corps tournant de soufflante et turbine est supporté par un palier amont 137 et un palier aval 138 Par rapport au premier mode, le deuxième mode de réalisation évite l'utilisation de parois
tournantes de conduit.
Claims (5)
1 Moteur de propulsion, du type turboréacteur notamment pour avion supersonique, comportant, en allant de l'amont vers l'aval qui sont définis par rapport au sens normal de circulation des gaz dans le moteur, d'une part, au moins un compresseur ( 1), une chambre de combustion, une turbine et un ensemble d'éjection des gaz, ces éléments constituant un ensemble dit primaire ( 3) et d'autre part, un ensemble secondaire ( 4) coaxial et entourant l'ensemble primaire ( 3) et comportant au moins un canal annulaire ( 5) à flux froid dans lequel est placé au moins un étage d'aubes mobiles ( 6; 106) de compression dit soufflante caractérisé en ce que ledit étage d'aubes ( 6; 106) de soufflante est porté par un corps tournant qui comporte en outre une turbine ( 12; 112) multi-étagée; dite froide, ledit corps tournant et ses paliers ( 37; 38; 137; 138) de support étant disposés au droit et entourant un conduit primaire ( 2) raccordé à la sortie dudit compresseur ( 1) et délimitant la veine primaire de circulation d'air et en ce qu'un conduit secondaire ( 13; 113) axisymétrique dérive une partie de l'air dudit conduit primaire ( 2) à partir de l'aval du dernier étage de compresseur ( 1) vers ladite turbine ( 12; 112) qui
entraîne ledit corps tournant de soufflante ( 7).
2 Moteur de propulsion selon la revendication 1 dans lequel ladite turbine froide ( 12) liée au corps tournant de soufflante ( 7) est placée en aval dudit étage d'aubes ( 6) de soufflante. 3 Moteur de propulsion selon la revendication 2 dans lequel ledit conduit secondaire ( 13) se compose de trois éléments successifs d'amont en aval: un élément de conduit amont ( 14) à parois interne ( 16) et externe ( 15) fixes un élément de conduit aval ( 18) constitué d'une paroi interne ( 19) annulaire solidaire du côté aval du rotor ( 20) de la turbine froide ( 12) et d'une paroi externe ( 21) annulaire solidaire du côté aval de la structure fixe de stator ( 22) de la turbine froide ( 12), un élément intermédiaire ( 17) disposé entre lesdits éléments amont ( 14) et aval ( 18) et constitué d'une paroi externe ( 24) annulaire solidarisée d'une part au disque de rotor ( 7) de soufflante et d'autre part, du côté amont, à une grille d'aubes ( 25) et d'une paroi interne ( 23) annulaire solidarisée, d'une part, du côté amont, à l'autre extrémité des aubes ( 25) de ladite grille et, d'autre part, du côté aval, à ladite paroi interne ( 19) de l'élément de conduit
aval ( 18).
4 Moteur de propulsion selon la revendication 3 dans lequel un joint d'étanchéité à labyrinthe ( 35,34,36) est respectivement disposé entre les parois externes des éléments de conduit amont et intermédiaire, entre les parois internes des éléments de conduit amont et intermédiaire et les parois
externes des éléments de conduit intermédiaire et aval.
Moteur de propulsion selon la revendication 1 dans lequel ladite turbine froide ( 112) liée au corps tournant de soufflante ( 7) est placée en amont dudit étage d'aubes ( 106)
de soufflante.
6 Moteur de propulsion selon la revendication 5 dans lequel ledit conduit secondaire ( 113) axisymétrique est constitué
d'éléments fixes.
7.Moteur de propulsion selon l'une des revendications 5 ou 6
dans lequel lesdites aubes ( 106) de soufflante sont bi-
étagées, leur partie profilée inférieure ( 49) disposée entre une plateforme supérieure ( 47) et une plate-forme inférieure ( 48) constituant une grille d'aubes ( 49) de dernier étage de ladite turbine froide et lesdites plates-formes supérieures ( 47) et inférieures ( 48) délimitant la veine d'air circulant
8 2688271
entre ladite turbine froide ( 112) et un conduit d'échappement
( 50).
Priority Applications (3)
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| US08/025,780 US5305600A (en) | 1992-03-04 | 1993-03-03 | Propulsion engine |
Applications Claiming Priority (1)
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| FR9202580A FR2688271A1 (fr) | 1992-03-04 | 1992-03-04 | Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique. |
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| FR2826055A1 (fr) | 2001-06-14 | 2002-12-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de propulsion a cycle variable par prelevement d'air comprime pour avion supersonique |
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| GB2264751A (en) | 1993-09-08 |
| GB2264751B (en) | 1996-01-24 |
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