Installation comprenant une turbomachine La présente invention a pour objet une ins tallation comprenant une turbomachine présen tant un rotor pourvu d'au moins une rangée d'aubes creuses, et un dispositif pour faire cir culer un liquide de refroidissement à l'inté rieur desdites aubes creuses.
Cette installation est caractérisée en ce que ledit dispositif comprend un circuit pourvu d'au moins un réfrigérant et agencé de façon que du liquide de refroidissement parte d'un point de ce circuit et circule à l'intérieur desdites au bes creuses, une partie au moins du liquide ayant circulé à l'intérieur de ces aubes étant ensuite renvoyé audit point de départ à tra vers ledit réfrigérant, et en ce qu'un organe tu bulaire ouvert à ses deux extrémités s'étend ra- dialement à l'intérieur de chaque aube creuse jusqu'au voisinage de l'extrémité extérieure de cette aube, cet organe étant traversé par le li quide circulant à l'intérieur de l'aube.
Trois formes d'exécution de l'installation selon l'invention sont décrites ci-dessous, à ti tre d'exemple, en regard des dessins annexés, dans lesquels La fig. 1 est une vue en coupe schémati que représentant partiellement une première forme d'exécution constituée par une installa tion à turbine à gaz. La fig. 2 est une vue correspondante, à une échelle plus grande, du rotor de la turbine de cette forme d'exécution.
La fig. 3 est une vue de face de ce rotor, partie en coupe suivant<I>1l1-111</I> de la fig. 2.
La fig. 4 est une coupe d'une aube de ce rotor suivant<I>IV-IV</I> de la fig. 2.
La fig. 5 est une vue semblable à la fig. 2, mais relative à une variante.
La fig. 6 est une vue partielle en coupe axiale du rotor de turbine d'une deuxième forme d'exécution, également constituée par une installation à turbine à gaz.
La fi-. 7 est une vue schématique en coupe axiale de la troisième forme d'exécution, cons tituée par un propulseur à turbine à gaz.
La fig. 7a est un agrandissement d'une par tie du propulseur selon la fig. 7.
L'installation représentée aux fig. 1 à 4 comprend une turbine à gaz dont le rotor pré sente un corps de rotor formé de deux éléments coaxiaux TI et T., assemblés l'un à l'autre.
L'élément TI présente une paroi de révo lution évasée 15 de même axe que le rotor et dont le bord extérieur se raccorde à une pa roi cylindrique 16 portant une couronne d'au- bes creuses A. Les chambres intérieures des aubes A s'ouvrent du côté intérieur de la pa roi 16 et communiquent avec une partie an nulaire périphérique q' d'un espace compris entre les éléments Ti et T_ La paroi 16 pré sente, du côté opposé à la paroi 15, un rebord 6 qui est engagé avec un rebord annulaire 7 solidaire de la partie T.,. Cette dernière pré sente une paroi de révolution évasée 17, coaxiale à et proche de la paroi 15,
s'étendant jusqu'à proximité de l'axe du rotor et dont le bord extérieur se raccorde à une partie annu laire 18 présentant un flasque 19 portant le rebord 7. Dans la partie annulaire 18 est vissé un disque 8 de façon que l'élément T., pré sente intérieurement un espace p séparé de l'espace q par la cloison intérieure formée par la paroi 17 et la partie annulaire 18. La par tie annulaire 18 de l'élément T, présente en re gard de chacune des aubes A une ouverture 9 dans laquelle est engagée une pièce tubulaire 2 qui traverse la partie annulaire q', entou rant l'espace<I>p</I> à sa périphérie, de l'espace<I>q</I> et s'étend radialement jusqu'à proximité de l'extrémité extérieure de l'aube.
Chaque élé ment a dans sa partie située à l'intérieur de l'aube une section de forme aplatie correspon dant à la forme de la section de l'espace inté rieur de l'aube et présente à son extrémité in térieure un rebord 2a engagé dans un élargis sement correspondant 9a de l'ouverture 9. Les organes tubulaires 2 sont maintenus en position par un rebord annulaire du disque 8 sur le quel prennent appui les rebords 2a de ces or ganes. L'installation représentée comprend en core un réservoir à combustible 10 et une chambre de combustion C entourée par une chemise de refroidissement 12 entourant éga lement la tuyère 11 de sortie de la chambre C.
Le combustible est amené du réservoir 10 par une conduite et des passages non représen tés, dans un canal 1 formé par une portion cy lindrique de l'espace intérieur de la partie T.,. Le combustible liquide traverse l'espace p et pénètre dans les organes tubulaires 2 par les orifices de leurs extrémités intérieures, par les quels ces organes communiquent avec cet es pace p. Le combustible traverse les organes tu- bulaires 2, parvient dans l'espace q par les pas sages formés entre les organes 2 et les parois des aubes creuses, et arrive dans une partie de section annulaire, entourant la partie cylindri que de l'espace p, de cet espace q. Le combus tible pénètre ensuite à l'intérieur d'un palier 14 du rotor, traverse ce palier et quitte ce der nier par une conduite 3.
Ainsi, après avoir re- refroidi les aubes A, le combustible liquide s'écoule en contact avec les surfaces en mou vement relatif du palier, lequel est muni de joints d'étanchéité, et refroidit et lubrifie les éléments de ce palier. Une conduite branchée sur la conduite 3 amène une partie du com bustible liquide s'écoulant du palier 14 à l'in jecteur 13 de la chambre de combustion C, et le reste du combustible liquide parvient à la chemise 12 par cette conduite 3, traverse cette chemise et retourne au réservoir 10 après avoir traversé un réfrigérant 4. Des ailettes 5, res pectivement 5', sont disposées suivant des plans axiaux dans chacun des espaces<I>p</I> et<I>q</I> afin que les masses liquides contenues dans ces espaces tournent à la même vitesse que le rotor.
Par suite de la différence de température du liquide de refroidissement avant et après son passage dans les aubes A, il se produit une différence sensible de la densité du liquide dans l'espace p et les organes 2 d'une part, et dans les passages des aubes et l'espace q d'au tre part. Il en résulte que la force centrifuge à laquelle est soumis le liquide dans l'espace p et les organes 2 est supérieure à la force cen tripète agissant sur le liquide dans les passages des aub--s et l'espace q, de sorte que le com bustible liquide est mis en circulation dans le circuit comprenant les aubes A, le palier 14, la chemise 12, le réfrigérant 4 et le réservoir 10, sans qu'il soit nécessaire de prévoir de pompe de circulation dans le circuit de refroidissement.
En outre la circulation est réglée automatiquement, puisque toute élévation de la température des aubes A pro duit une augmentation correspondante de la différence entre les densités et par conséquent un accroissement de la vitesse de circulation du combustible liquide, l'effet de refroidisse- ment variant à peu près comme le carré de cette vitesse de circulation. De plus, la cons truction représentée est destinée à favoriser l'écart de température entre les passages, car l'espace extérieur de l'aube centripète entoure l'organe tubulaire 2 et le protège contre l'ac tion de chauffage de la paroi de l'aube A.
Il est avantageux d'utiliser le combustible comme liquide de refroidissement, car on est ainsi assuré qu'au moment du démarrage de la turbine, les espaces p et q et les passages des aubes A sont remplis de liquide de sorte que ces aubes A ne risquent pas d'être dété riorées par un chauffage excessif. D'autre part, le combustible est réchauffé lorsqu'il arrive à l'injecteur 13, dès que l'installation a fonc tionné un court instant. Cependant, il est bien entendu qu'en variante, on pourrait utiliser un liquide de refroidissement que le combustible, par exemple de l'eau ou un mélange d'eau et de méthanol. II va de soi que l'installation pourrait aussi comprendre plusieurs chambres de combustion C.
Dans la variante à laquelle se rapporte la fig. 5, les aubes A sont venues d'une pièce avec la partie T., la partie TI n'étant cons tituée que par une paroi évasée dont le bord extérieur est relié à la partie T., à la base des aubes A. Pour le reste, cette variante est iden tique à l'installation des fig. 1 et 2.
Les aubes pourraient aussi être rapportées sur l'une des parties<I>Tl</I> ou T,- Le rotor représenté à la fig. 6 présente un corps de rotor comprenant une enveloppe ex térieure T portant trois rangées d'aubes creuses Aa, <I>Ab, Ac</I> en faisant partie intégrante et obte nues par moulage. Les espaces intérieurs de ces aubes s'ouvrent à l'intérieur de l'enveloppe T. Dans cette enveloppe sont disposés des élé ments de révolution axialement consécutifs<I>Ta,</I> <I>Tb, Te</I> et Td de façon à former des cloisons annulaires.
Chacun des trois éléments<I>Ta, Tb</I> et Te correspond à une des rangées d'aubes Aa, <I>Ab</I> et<I>Ac</I> et présente une rangée de trous, situés en regard des orifices des espaces inté rieurs des aubes de cette rangée et dans cha cun desquels est engagée l'extrémité intérieure d'un organe tubulaire<I>2a,</I> respectivement<I>2b</I> et 2c, s'étendant radialement à l'intérieur de l'aube jusqu'à proximité de son extrémité extérieure sans toucher ses parois. Les organes tubulaires 2a sont maintenus en position par l'élément <I>Tb</I> sur une partie cylindrique duquel prennent appui des rebords intérieurs de ces organes.
De même les organes 2b sont maintenus en posi tion par l'élément<I>Tc</I> et les organes 2c par l'élément Td. Les passages formés entre les organes tubulaires 2c et les parois des aubes correspondantes<I>Ac</I> communiquent avec les orifices des extrémités intérieures des organes tubulaires<I>2b</I> de la rangée d'aubes<I>Ac</I> voisine par un passage de section annulaire délimité par les éléments<I>Tb</I> et<I>Tc</I> et la paroi de l'en veloppe T. De même, les passages formés en tre les organes tubulaires 2b et les parois des aubes<I>Ab</I> correspondantes communiquent avec les orifices des extrémités intérieures des or ganes tubulaires 2a par un passage de section annulaire délimité par les éléments<I>Ta</I> et<I>Tb</I> et la paroi de l'enveloppe T.
Le liquide de re froidissement parvient aux orifices des extré mités intérieures des organes tubulaires 2c par un passage de section annulaire délimité par les éléments Te et Td et la paroi de l'enveloppe T et quitte les passages formés entre les élé ments tubulaires 2a et les parois des aubes Aa correspondantes par un passage formé en tre l'élément<I>Ta</I> et la paroi de l'enveloppe<I>T.</I> De là, le liquide traverse comme précédemment un palier, une chemise entourant la chambre de combustion et retourne à son point de dé part à travers un réfrigérant, d'où il parvient aux orifices des extrémités intérieures des or ganes tubulaires 2c par un passage formé en tre l'élément Td et la paroi de l'enveloppe T.
Le propulseur représenté aux fig. 7 et 7a comprend un compresseur d'air à deux étages 20a et 20b entraîné par un rotor de turbine M1.
Un rotor de turbine M.,, portant deux ran gées d'aubes, coaxial avec le rotor<I>MI</I> entraîne un rotor portant deux rangées de pales H, et H4 et, par l'intermédiaire d'un mécanisme qui n'est pas représenté en détail, un rotor portant deux rangées de pales<I>HI</I> et H.. Les pales<I>HI,</I> <I>H,,</I> H.;, et H4 tournent dans un passage<I>D</I> formé à l'intérieur d'une enveloppe tubulaire W ouverte à ses deux extrémités. L'agence ment est tel que les rangées de pales voisines tournent en sens opposés.
Un moulinet K coaxial avec les rotors de turbine sert à distribuer dans le courant d'air qui s'écoule à travers le passage D, une quan tité supplémentaire de combustible qui brûle dans ce passage pour excercer un effet de pro pulsion supplémentaire.
Le combustible liquide est amené d'un ré servoir annulaire R monté dans la partie avant de l'enveloppe<I>W,</I> à un point<I>a.</I> De là, il passe (suivant un trajet représenté par les lignes poin tillées) à travers les aubes creuses des rotors de turbine M., <I>et MI</I> (voir fig. <I>7a,</I> établie à plus grande échelle pour mieux se rendre compte de cette circulation). L'agencement du rotor M., est semblable à celui du rotor de la fig. 6yet celui du rotor<I>Ml</I> semblable à ce lui du rotor des fig. 1 à 4.
Le combustible qui quitte les aubes du ro tor M, passe, d'une manière semblable, dans les aubages fixes Vl et V:> de ces rotors de tur bine. De là, il passe à travers les chemises de refroidissement des chambres de combustion C.
A sa sortie de ces chemises de refroidisse ment, le combustible passe à travers les pales de la rangée H4, chacune de ces pales étant creuse et pourvue d'une cloison r qui oblige le combustible à s'écouler d'abord du moyeu vers le haut de la pale, puis à revenir du bout vers le moyeu. Ainsi les pales de la rangée H, constituent un réfrigérant dans lequel le com bustible liquide cède de la chaleur au courant d'air s'écoulant à travers le passage D.
De la rangée de pales H,1, le combustible est ramené au réservoir R à travers un espace S constituant un second réfrigérant et formé par une partie à double paroi de l'enveloppe W, d'où il retourne au réservoir R.
Les injecteurs de combustible 13 des cham bres de combustion C sont branchées sur ce circuit. Les gaz de combustion, après être pas sés à travers les turbines, s'échappent, à tra vers les pales creuses de la rangée H., dans le courant d'air s'écoulant à travers le pas sage D. Le moulinet K est alimenté en combustible par la soupape à ressort U, ce combustible quittant le moulinet K par des orifices de sor tie b débouchant vers l'avant dans le pas sage D.
Installation comprising a turbomachine The present invention relates to an installation comprising a turbomachine having a rotor provided with at least one row of hollow vanes, and a device for circulating a cooling liquid inside said vanes. hollow.
This installation is characterized in that said device comprises a circuit provided with at least one refrigerant and arranged so that the cooling liquid leaves from a point of this circuit and circulates inside said at the hollow sides, a part at the bottom. less of the liquid having circulated inside these vanes then being returned to said starting point through said condenser, and in that a tubular member open at its two ends extends radially inside it. each vane hollows out to the vicinity of the outer end of this vane, this member being traversed by the liquid circulating inside the vane.
Three embodiments of the installation according to the invention are described below, by way of example, with reference to the appended drawings, in which FIG. 1 is a schematic sectional view partially showing a first embodiment constituted by a gas turbine installation. Fig. 2 is a corresponding view, on a larger scale, of the rotor of the turbine of this embodiment.
Fig. 3 is a front view of this rotor, part in section along <I> 1111-111 </I> of FIG. 2.
Fig. 4 is a section through a blade of this rotor according to <I> IV-IV </I> of FIG. 2.
Fig. 5 is a view similar to FIG. 2, but relating to a variant.
Fig. 6 is a partial view in axial section of the turbine rotor of a second embodiment, also constituted by a gas turbine installation.
The fi-. 7 is a schematic view in axial section of the third embodiment, consisting of a gas turbine thruster.
Fig. 7a is an enlargement of part of the thruster according to FIG. 7.
The installation shown in fig. 1 to 4 comprises a gas turbine whose rotor has a rotor body formed of two coaxial elements TI and T., assembled to one another.
The element TI has a flared revolving wall 15 having the same axis as the rotor and the outer edge of which is connected to a cylindrical pa king 16 carrying a crown of hollow blades A. The inner chambers of the blades A s' open on the inside of the pa king 16 and communicate with a peripheral annular portion q 'of a space between the elements Ti and T_ The wall 16 has, on the side opposite to the wall 15, a flange 6 which is engaged with an annular rim 7 integral with part T.,. The latter has a flared wall of revolution 17, coaxial with and close to the wall 15,
extending until close to the axis of the rotor and whose outer edge is connected to an annular part 18 having a flange 19 carrying the flange 7. In the annular part 18 is screwed a disc 8 so that the element T., internally presents a space p separated from the space q by the internal partition formed by the wall 17 and the annular part 18. The annular part 18 of the element T, present in relation to each of the blades Has an opening 9 in which is engaged a tubular part 2 which passes through the annular part q ', surrounding the space <I> p </I> at its periphery, the space <I> q </I> and extends radially to near the outer end of the vane.
Each element has in its part situated inside the vane a section of flattened shape corresponding to the shape of the section of the internal space of the vane and has at its inner end an engaged rim 2a. in a corresponding widening 9a of the opening 9. The tubular members 2 are held in position by an annular rim of the disc 8 on which the rims 2a of these organs bear. The installation shown further comprises a fuel tank 10 and a combustion chamber C surrounded by a cooling jacket 12 also surrounding the nozzle 11 for outlet of the chamber C.
The fuel is brought from the tank 10 by a pipe and passages not shown, in a channel 1 formed by a cylindrical portion of the interior space of the part T.,. The liquid fuel passes through the space p and enters the tubular members 2 through the orifices at their inner ends, through which these members communicate with this space p. The fuel passes through the tubular members 2, reaches the space q by the wise passages formed between the members 2 and the walls of the hollow blades, and arrives in a part of annular section, surrounding the cylindrical part that of the space p, of this space q. The fuel then enters the interior of a bearing 14 of the rotor, passes through this bearing and leaves the latter via a pipe 3.
Thus, after having cooled the vanes A, the liquid fuel flows into contact with the surfaces in relative movement of the bearing, which is provided with seals, and cools and lubricates the elements of this bearing. A pipe connected to the pipe 3 brings a part of the liquid fuel flowing from the bearing 14 to the injector 13 of the combustion chamber C, and the rest of the liquid fuel reaches the jacket 12 via this pipe 3, through this jacket and returns to the tank 10 after having passed through a refrigerant 4. The fins 5, respectively 5 ', are arranged along axial planes in each of the spaces <I> p </I> and <I> q </I> so that the liquid masses contained in these spaces rotate at the same speed as the rotor.
As a result of the temperature difference of the coolant before and after its passage through the vanes A, there is a significant difference in the density of the liquid in the space p and the members 2 on the one hand, and in the passages blades and space q on the other hand. As a result, the centrifugal force to which the liquid is subjected in the space p and the members 2 is greater than the three-part cen force acting on the liquid in the passages of the aub - s and the space q, so that the liquid fuel is circulated in the circuit comprising the vanes A, the bearing 14, the jacket 12, the coolant 4 and the reservoir 10, without it being necessary to provide a circulation pump in the cooling circuit.
In addition, the circulation is regulated automatically, since any rise in the temperature of the vanes A produces a corresponding increase in the difference between the densities and consequently an increase in the circulation speed of the liquid fuel, the cooling effect varying. roughly like the square of this traffic speed. In addition, the construction shown is intended to promote the temperature difference between the passages, because the outer space of the centripetal blade surrounds the tubular member 2 and protects it against the heating action of the wall of the tube. dawn A.
It is advantageous to use the fuel as a cooling liquid, since it is thus ensured that when the turbine is started up, the spaces p and q and the passages of the blades A are filled with liquid so that these blades A do not will not be damaged by excessive heating. On the other hand, the fuel is reheated when it arrives at the injector 13, as soon as the installation has operated for a short time. However, it is understood that as a variant, a cooling liquid could be used as the fuel, for example water or a mixture of water and methanol. It goes without saying that the installation could also include several combustion chambers C.
In the variant to which FIG. 5, the vanes A came in one piece with the part T., the TI part being constituted only by a flared wall, the outer edge of which is connected to the part T., at the base of the vanes A. For the rest, this variant is identical to the installation of FIGS. 1 and 2.
The blades could also be attached to one of the parts <I> Tl </I> or T, - The rotor shown in fig. 6 presents a rotor body comprising an outer casing T carrying three rows of hollow vanes Aa, <I> Ab, Ac </I> forming an integral part and obtained by molding. The interior spaces of these vanes open inside the casing T. In this casing are arranged axially consecutive elements of revolution <I> Ta, </I> <I> Tb, Te </I> and Td so as to form annular partitions.
Each of the three elements <I> Ta, Tb </I> and Te corresponds to one of the rows of blades Aa, <I> Ab </I> and <I> Ac </I> and has a row of holes, located opposite the orifices of the internal spaces of the blades of this row and in each of which is engaged the internal end of a tubular member <I> 2a, </I> respectively <I> 2b </I> and 2c , extending radially inside the blade to near its outer end without touching its walls. The tubular members 2a are held in position by the element <I> Tb </I> on a cylindrical part which rests on the inner edges of these members.
Likewise, the members 2b are held in position by the element <I> Tc </I> and the members 2c by the element Td. The passages formed between the tubular members 2c and the walls of the corresponding blades <I> Ac </I> communicate with the orifices of the inner ends of the tubular members <I> 2b </I> of the row of blades <I> Ac </I> adjacent by a passage of annular section delimited by the elements <I> Tb </I> and <I> Tc </I> and the wall of the envelope T. Likewise, the passages formed between the tubular members 2b and the walls of the corresponding blades <I> Ab </I> communicate with the orifices of the inner ends of the tubular members 2a by a passage of annular section delimited by the elements <I> Ta </I> and < I> Tb </I> and the wall of the envelope T.
The cooling liquid reaches the orifices of the inner ends of the tubular members 2c via a passage of annular section delimited by the elements Te and Td and the wall of the casing T and leaves the passages formed between the tubular elements 2a and the walls of the corresponding blades Aa by a passage formed between the element <I> Ta </I> and the wall of the casing <I> T. </I> From there, the liquid passes through a bearing, a jacket surrounding the combustion chamber and returns to its starting point through a condenser, from where it reaches the orifices of the inner ends of the tubular or gans 2c through a passage formed between the element Td and the wall of the envelope T.
The thruster shown in FIGS. 7 and 7a comprises a two-stage air compressor 20a and 20b driven by a turbine rotor M1.
A turbine rotor M. ,, carrying two rows of blades, coaxial with the rotor <I> MI </I> drives a rotor carrying two rows of blades H, and H4 and, by means of a mechanism which is not shown in detail, a rotor carrying two rows of blades <I> HI </I> and H .. The blades <I> HI, </I> <I> H ,, </I> H .;, and H4 rotate in a <I> D </I> passage formed inside a tubular envelope W open at both ends. The arrangement is such that the rows of neighboring blades rotate in opposite directions.
A reel K coaxial with the turbine rotors serves to distribute into the air stream flowing through passage D an additional quantity of fuel which burns in this passage to exert an additional propelling effect.
The liquid fuel is brought from an annular tank R mounted in the front part of the casing <I> W, </I> to a point <I> a. </I> From there it passes (following a path represented by the punched lines) through the hollow blades of the turbine rotors M., <I> and MI </I> (see fig. <I> 7a, </I> established on a larger scale for better account for this circulation). The arrangement of the rotor M. is similar to that of the rotor of FIG. 6yet that of the rotor <I> Ml </I> similar to that of the rotor of fig. 1 to 4.
The fuel which leaves the rotor blades M passes, in a similar manner, through the fixed blades Vl and V:> of these turbine rotors. From there it passes through the cooling jackets of the combustion chambers C.
On leaving these cooling jackets, the fuel passes through the blades of row H4, each of these blades being hollow and provided with a partition r which forces the fuel to flow first from the hub to the hub. top of the blade, then back from the tip to the hub. Thus the blades of row H constitute a refrigerant in which the liquid fuel gives up heat to the air stream flowing through passage D.
From the row of blades H, 1, the fuel is returned to the tank R through a space S constituting a second coolant and formed by a double-walled part of the casing W, from where it returns to the tank R.
The fuel injectors 13 of the combustion chambers C are connected to this circuit. The combustion gases, after having passed through the turbines, escape, through the hollow blades of row H., into the current of air flowing through the wise pitch D. The reel K is supplied with fuel by the spring-loaded valve U, this fuel leaving the reel K through outlet orifices b opening forward into the wise passage D.