FR2883926A1 - Ventilation de la roue de turbine haute pression d'un moteur a turbine a gaz aeronautique - Google Patents
Ventilation de la roue de turbine haute pression d'un moteur a turbine a gaz aeronautique Download PDFInfo
- Publication number
- FR2883926A1 FR2883926A1 FR0550824A FR0550824A FR2883926A1 FR 2883926 A1 FR2883926 A1 FR 2883926A1 FR 0550824 A FR0550824 A FR 0550824A FR 0550824 A FR0550824 A FR 0550824A FR 2883926 A1 FR2883926 A1 FR 2883926A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- air
- combustion chamber
- valve
- engine
- chamber
- 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.)
- Granted
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 30
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 14
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 8
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 abstract description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 4
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- 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
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
La présent invention porte sur un dispositif d'alimentation en air de refroidissement de la roue de turbine haute pression d'une moteur à turbine à gaz. Il est caractérisé par le fait qu'il comprend un circuit d'air prélevé en amont de la chambre de combustion (7) commandé par une vanne (120) en fonction du régime du moteur. En particulier, la chambre de combustion étant pourvue d'un organe (104) diffuseur d'air entre le compresseur et l'entrée de la chambre, la vanne (120) est disposée dans un espace (165) situé radialement à l'extérieur par rapport à la chambre de combustion, et le diffuseur (104) d'alimentation en air de la chambre de combustion est pourvu de profils radiaux creux pour guider le flux d'air de refroidissement radialement vers l'intérieur, l'air étant ensuite guidé vers la roue de turbine haute pression.
Description
Ventilation de la roue de turbine haute pression d'un moteur à turbine à
gaz aéronautique.
La présente invention concerne les moteurs à turbine à gaz utilisés en 5 aéronautique et vise en particulier l'alimentation en air de refroidissement du disque de la turbine haute pression.
Un moteur de ce type comprend au moins un compresseur alimentant en air une chambre de combustion dont les gaz sont dirigés sur une turbine puis io éjectés dans une tuyère d'éjection. La turbine et le compresseur sont montés sur un arbre commun, cet ensemble rotatif constitue un corps. Le moteur peut comprendre plusieurs corps, généralement deux ou trois, tournant à des vitesses différentes.
La présente invention concerne le corps haute pression du moteur dans lequel est disposée la chambre de combustion et vise en particulier la ventilation du rotor de turbine haute pression.
On a représenté sur la figure 1 une vue en coupe longitudinale partielle du corps haute pression d'un moteur, dont on voit un rotor 1 de compresseur HP, relié par une portion cylindrique en forme de fût 2, au rotor 3 de turbine HP. L'ensemble est mobile autour d'un axe ici horizontal. Le compresseur 1 alimente l'enceinte 5 de la chambre de combustion à travers un diffuseur 4 dont les aubes fixes en redressent le flux. L'enceinte de chambre est délimitée longitudinalement par deux parois concentriques. On voit la paroi intérieure 51 en deux parties 51A et 51B boulonnées ensemble. La première partie 51A est solidaire du diffuseur 4, et la seconde partie 51B se prolonge en aval jusqu'à l'étage de turbine haute pression. L'enceinte est aussi définie par une enveloppe radialement extérieure. Dans cette enceinte 5, on voit la chambre de combustion annulaire 7, elle-même avec ses parois 71 et 72 concentriques et le bol de l'injecteur. Une virole annulaire 73 à section en épingle est montée sur la partie 51B de la paroi intérieure et supporte en aval la paroi radialement intérieure 72 de la chambre de combustion.
La ventilation du rotor de turbine haute pression est assurée par plusieurs circuits parcourus par de l'air: en particulier un premier circuit représenté par les flèches est destiné plus particulièrement au refroidissement des aubes de turbine haute pression, l'air est prélevé en continu dans le volume immédiatement en aval du diffuseur.
Il est guidé dans l'espace entre la paroi de fond de chambre et la chambre de combustion elle-même, puis à travers des orifices ménagés dans la paroi 51B jusque vers la zone 52 où l'air est injecté directement dans la chambre 13 du io rotor de turbine Le circuit alimente les aubes de turbine en air de refroidissement par une cavité 13 ménagée entre un flasque 31 et le disque du rotor de la turbine HP. Le flasque 31 est pourvu d'orifices axiaux de ventilation en regard d'un conduit 9 annulaire ou en secteur d'anneau, qui est ouvert en amont, en 91, sur l'enceinte 5 de chambre et forme un injecteur. Le conduit 9 est pourvu de moyens de guidage, imprimant au flux d'air qui le traverse une pré- rotation de manière à ce que la température totale relative soit la plus faible possible. Ce flux d'air est injecté à travers les trous de ventilation du flasque amont puis est guidé entre ce dernier et le disque de turbine jusqu'aux alvéoles ménagés sur la jante d'où il alimente les canaux de refroidissement des aubes mobiles qui y sont montés. L'étanchéité entre le conduit 9 et le flasque 31 est assurée par deux joints d'étanchéité, l'un 32 intérieur et l'autre 33 extérieur.
Le problème de ce circuit est de ne pouvoir être régulé en fonction du régime du moteur. Lorsque la turbine est fortement sollicitée, au décollage par exemple, il serait souhaitable d'apporter une quantité d'air plus importante. Inversement en régime de croisière, une réduction du débit permettrait une utilisation plus rationnelle de l'air et de l'économiser.
Par rapport à cette disposition connue, le déposant a cherché à améliorer la circulation de l'air de refroidissement.
Conformément à l'invention le dispositif d'alimentation en air de refroidissement de la roue de turbine haute pression d'une moteur à turbine à gaz est caractérisé par le fait qu'il comprend un circuit d'air prélevé en amont de la chambre de combustion commandé par une vanne en fonction du régime du moteur.
Grâce à l'agencement de l'invention, on peut adapter et régler le débit de l'air de refroidissement en fonction du régime moteur. On améliore la consommation spécifique de carburant. i0
De préférence la chambre de combustion étant pourvue d'un organe diffuseur d'air entre le compresseur et l'entrée de la chambre, ladite vanne est disposée dans un espace situé radialement à l'extérieur par rapport à la chambre de combustion, et ledit diffuseur d'alimentation en air de la chambre de combustion est pourvu de bras radiaux creux pour guider le flux d'air de refroidissement radialement vers l'intérieur, l'air étant ensuite guidé vers la roue de turbine haute pression.
Plus particulièrement les bras creux sont alimentés par des tubes de passage d'air communiquant avec la vanne d'un côté et avec des chambres collectrices d'alimentation des bras creux de l'autre côté. Les tubes collecteurs sont disposés selon une direction radiale.
Conformément à une autre caractéristique, le dispositif comprend une paroi distante de la paroi de fond de chambre de combustion, en direction de l'axe du moteur, ménageant un canal de guidage d'air depuis les dits bras creux jusqu'au disque de turbine.
On décrit maintenant plus en détail l'invention en relation avec un mode de réalisation non limitatif et des dessins sur lesquels: La figure 1 représente, vue en coupe partielle longitudinale, une partie d'un moteur à turbine à gaz au niveau de la chambre de combustion de l'art antérieur; La figure 2 montre les modifications apportées au moteur de la figure 1, par l'invention; La figure 3 est une vue partielle en coupe transversale selon III-III de la figure 2 avec les tubes collecteurs de l'invention; La figure 4 montre plus en détail la disposition du circuit d'air au niveau des tubes de passage d'air.
Le moteur représenté à la figure 2 comprend des éléments qui ne sont pas modifiés par rapport au moteur de l'art antérieur ils portent la même io référence.
La chambre de combustion 7 alimente la roue de turbine haute pression HP 3, et reçoit l'air nécessaire à la combustion par le diffuseur 104 disposé immédiatement en aval du compresseur haute pression HP. La paroi radialement interne 151 de l'enceinte de chambre est en deux parties 151A et 151B boulonnées entre elles en 151C. La partie amont 151A constitue un prolongement aval de la plateforme du diffuseur 104. Une paroi 155 en deux parties également 155A et 155B définit un canal annulaire radialement interne avec la paroi 151. Les deux parois 155A et 155B sont boulonnées en 151C le long de brides festonnées pour permettre l'écoulement de l'air d'amont en aval dans le canal ménagé 151-155 entre les deux parois 151 et 155. Ce canal annulaire 151-151 se prolonge en amont jusqu'à la plateforme radialement interne du diffuseur 104. Vers l'aval le canal débouche par des orifices 152A dans la cavité sui comprend notamment les injecteurs 152 d'alimentation en air de refroidissement du rotor de turbine haute pression.
Le diffuseur 104 est composé de deux parois, constituées de plateformes et reliées entre elles par des profils, formant un canal annulaire comme cela est connu. Cependant selon l'invention, il comprend des profils pleins 1040 et des profils creux 1041. Comme on le voit sur les figures 3 et 4, il comprend ici quatre groupes équidistants de trois profils creux 1041. Ces profils creux 1041 débouchent du côté radialement interne, à travers les plateformes qui les supportent, dans le canal annulaire 151- 155 et du côté de la plateforme radialement externe dans des chambres collectrices 105, ici une par groupe.
Les chambres collectrices 105 communiquent elles mêmes chacune avec un tube de passage d'air 110 disposé radialement dans l'enceinte 5 de la chambre de combustion. Ce tube 110 se prolonge jusqu'au carter externe 160 de la chambre de combustion, qu'il traverse. De l'autre côté de la paroi 160 du carter de la chambre de combustion, les tubes 110 communiquent avec une vanne 120 disposée dans un espace libre 165. Cet espace 165 est situé radialement à l'extérieur de la paroi du carter de la chambre de combustion. La vanne commande une alimentation 122 en air prélevée dans l'enceinte 105 de la chambre de combustion à travers une ouverture 162 ménagée dans la io paroi du carter de chambre. On voit sur la figure 2 une seule vanne 120. Selon la place disponible par exemple, on peut prévoir une vanne pour chacun des tubes collecteurs 110 ou bien une seule vanne commandant l'alimentation en air de deux ou plusieurs tubes collecteurs 110. Cette vanne est actionnée par un organe moteur non représenté qui est lui-même commandé. Le débit de l'air commandé par la vanne est fonction notamment du régime du moteur.
La circulation et le fonctionnement du dispositif de l'invention sont les suivants. L'air est prélevé à travers les orifices 162, dans l'enceinte 5 de chambre de combustion. Le débit est réglé par la vanne 120 dont la position est déterminée par le calculateur qui commande le fonctionnement du moteur, selon les besoins en air de refroidissement dépendant notamment du régime du moteur et des différentes phases du vol de l'aéronef qu'il propulse.
L'air est guidé jusque dans les tubes de passage d'air 110 d'où il passe dans les chambres collectrices 105 puis à travers le diffuseur par les ailettes profils creux 1041. L'air est collecté en amont du canal 151-155 puis est guidé dans ce canal annulaire vers l'aval jusqu'au passage 151A. L'air est ensuite injecté de manière appropriée en direction du rotor de la turbine haute pression pour en assurer le refroidissement des constituants souhaités.
Claims (5)
1. Dispositif d'alimentation en air de refroidissement de la roue de turbine haute pression d'une moteur à turbine à gaz caractérisé par le fait qu'il comprend un circuit d'air prélevé en amont de la chambre de combustion (7) commandé par une vanne (120) en fonction du régime du moteur.
io
2. Dispositif selon la revendication 1, la chambre de combustion étant pourvue d'un organe (104) diffuseur d'air entre le compresseur et l'entrée de la chambre, dont ladite vanne (120) est disposée dans un espace (165) situé radialement à l'extérieur par rapport à la chambre de combustion, et ledit diffuseur (104) d'alimentation en air de la chambre de combustion est pourvu de profils radiaux (1041) creux pour guider le flux d'air de refroidissement radialement vers l'intérieur, l'air étant ensuite guidé vers la roue de turbine haute pression.
3. Dispositif selon la revendication précédente dont les profils creux (1041) sont alimentés par des tubes de passage d'air (110) communiquant avec la vanne (120) d'un côté et avec des chambres collectrices (105) d'alimentation des bras creux de l'autre côté.
4. dispositif selon la revendication 3 dont les dits tubes collecteurs (110) 25 sont disposés selon une direction radiale.
5. Dispositif selon la revendication 2 comprenant une paroi (155) distante de la paroi (151) de fond de chambre de combustion, en direction de l'axe du moteur, ménageant un canal de guidage d'air depuis lesdits profils creux (1041) jusqu'au disque de turbine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0550824A FR2883926B1 (fr) | 2005-03-31 | 2005-03-31 | Ventilation de la roue de turbine haute pression d'un moteur a turbine a gaz aeronautique |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0550824A FR2883926B1 (fr) | 2005-03-31 | 2005-03-31 | Ventilation de la roue de turbine haute pression d'un moteur a turbine a gaz aeronautique |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2883926A1 true FR2883926A1 (fr) | 2006-10-06 |
| FR2883926B1 FR2883926B1 (fr) | 2010-09-03 |
Family
ID=34981597
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0550824A Active FR2883926B1 (fr) | 2005-03-31 | 2005-03-31 | Ventilation de la roue de turbine haute pression d'un moteur a turbine a gaz aeronautique |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2883926B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3290636A1 (fr) * | 2016-08-29 | 2018-03-07 | United Technologies Corporation | Système de refroidissement de courant multi-air |
| US11149577B2 (en) * | 2016-08-30 | 2021-10-19 | Safran Aircraft Engines | Method and device for adjusting the clearance between a rotor and a concentric stator of an aircraft turbine engine |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2491138A1 (fr) * | 1980-10-01 | 1982-04-02 | United Technologies Corp | Procede pour controler le jeu radial entre les ailettes et le stator dans un moteur a turbine a gaz et moteur a turbine a gaz avec dispositif pour la mise en oeuvre du procede |
| US4807433A (en) * | 1983-05-05 | 1989-02-28 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation |
| FR2772835A1 (fr) * | 1997-12-24 | 1999-06-25 | Gen Electric | Systeme de transfert d'ecoulement servant au refroidissement module d'une turbine |
-
2005
- 2005-03-31 FR FR0550824A patent/FR2883926B1/fr active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2491138A1 (fr) * | 1980-10-01 | 1982-04-02 | United Technologies Corp | Procede pour controler le jeu radial entre les ailettes et le stator dans un moteur a turbine a gaz et moteur a turbine a gaz avec dispositif pour la mise en oeuvre du procede |
| US4807433A (en) * | 1983-05-05 | 1989-02-28 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation |
| FR2772835A1 (fr) * | 1997-12-24 | 1999-06-25 | Gen Electric | Systeme de transfert d'ecoulement servant au refroidissement module d'une turbine |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3290636A1 (fr) * | 2016-08-29 | 2018-03-07 | United Technologies Corporation | Système de refroidissement de courant multi-air |
| US10393024B2 (en) | 2016-08-29 | 2019-08-27 | United Technologies Corporation | Multi-air stream cooling system |
| US11149577B2 (en) * | 2016-08-30 | 2021-10-19 | Safran Aircraft Engines | Method and device for adjusting the clearance between a rotor and a concentric stator of an aircraft turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2883926B1 (fr) | 2010-09-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0333585B1 (fr) | Propulseur combiné turbo-fusée aérobie | |
| CA2475404C (fr) | Echangeur sur circuit de ventilation de turbine | |
| FR2772835A1 (fr) | Systeme de transfert d'ecoulement servant au refroidissement module d'une turbine | |
| CA2595183C (fr) | Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col | |
| RU2318122C2 (ru) | Диффузор наземного или авиационного газотурбинного двигателя | |
| CA2715209C (fr) | Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine | |
| CA2513783C (fr) | Cone d'entree d'une turbomachine | |
| FR2892454A1 (fr) | Dispositif de ventilation de disques de turbine dans un moteur a turbine a gaz | |
| FR3028888A1 (fr) | Dispositif de refroidissement pour une turbomachine alimente par un circuit de decharge | |
| FR2870293A1 (fr) | Procedes et dispositifs pour assembler des turbomoteurs | |
| WO2004003347A1 (fr) | Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine | |
| EP1577530A1 (fr) | Procédé d'amélioration des performances d'allumage de dispositif de post-combustion pour turboréacteur double flux et dispositif de post-combustion à performance d'allumage améliorée | |
| WO2021191528A1 (fr) | Turbomachine à double flux comprenant un dispositif de régulation du débit de fluide de refroidissement | |
| FR3046200B1 (fr) | Turbomachine comprenant un reservoir d'huile et un echangeur air-huile associe | |
| EP2078822B1 (fr) | Moteur à turbine à gaz avec clapet de mise en communication de deux enceintes | |
| EP1956226A1 (fr) | Dispositif de décharge pour un turboréacteur, et turboréacteur le comportant | |
| EP4127405A1 (fr) | Turbomachine avec dispositif de refroidissement et de pressurisation d'une turbine | |
| FR2883926A1 (fr) | Ventilation de la roue de turbine haute pression d'un moteur a turbine a gaz aeronautique | |
| WO2010004232A1 (fr) | Reacteur comportant une pluralite de moteurs-fusees | |
| WO2015197974A1 (fr) | Dispositif de refroidissement pour une turbomachine | |
| EP4133168B1 (fr) | Grille de conduit de décharge à canaux acoustiquement optimisée | |
| FR2688271A1 (fr) | Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique. | |
| FR3119199A1 (fr) | Conduit de decharge a etancheite perfectionnee | |
| FR3074849A1 (fr) | Turbomachine d'aeronef a au moins deux corps comprenant des moyens de derivation de gaz comprimes | |
| FR3095229A1 (fr) | Ensemble pour flux primaire de turbomachine aéronautique, turbomachine munie de celui-ci |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CD | Change of name or company name | ||
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SNECMA, FR Effective date: 20170713 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 17 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 18 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 19 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 20 |