FR3092133A1 - Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique. - Google Patents

Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique. Download PDF

Info

Publication number
FR3092133A1
FR3092133A1 FR1900802A FR1900802A FR3092133A1 FR 3092133 A1 FR3092133 A1 FR 3092133A1 FR 1900802 A FR1900802 A FR 1900802A FR 1900802 A FR1900802 A FR 1900802A FR 3092133 A1 FR3092133 A1 FR 3092133A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
turbomachine
high pressure
pressure shaft
thermal machine
compressor
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
Application number
FR1900802A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3092133B1 (fr
Inventor
Georges Henri GORCE Clément
François Vsevolod Evgueny TICHTCHENKO Emelian Charles
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1900802A priority Critical patent/FR3092133B1/fr
Publication of FR3092133A1 publication Critical patent/FR3092133A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3092133B1 publication Critical patent/FR3092133B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • 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
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/27—Fluid drives
    • 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
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/08—Adaptations for driving, or combinations with, pumps
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/34—Turning or inching gear
    • 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
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique . Turbomachine (1) comprenant un carter fixe, une chambre de combustion (4) fixe et un arbre haute pression (20) mobile en rotation par rapport au carter, la turbomachine (1) étant caractérisée en ce qu’elle comprend une machine thermique (8) comprenant un réservoir de fluide (81), un actionneur (82), un échangeur thermique (83) et un compresseur (84), ladite machine thermique (8) étant adaptée pour entrainer l’arbre haute pression (20) en rotation lorsque la turbomachine (1) n’est pas en fonctionnement. Figure pour l’abrégé : Fig. 1.

Description

Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique.
Le présent exposé concerne le domaine des turbomachines.
Le terme « turbomachine » désigne l’ensemble des appareils à turbine à gaz produisant une énergie motrice, parmi lesquels on distingue notamment les turboréacteurs fournissant une poussée nécessaire à la propulsion par réaction à l’éjection à grande vitesse de gaz chauds, et les turbomoteurs dans lesquels l’énergie motrice est fournie par la rotation d’un arbre moteur. Par exemple, des turbomoteurs sont utilisés comme moteur pour des hélicoptères, des navires, des trains, ou encore comme moteur industriel. Les turbopropulseurs (turbomoteur entrainant une hélice) sont également des turbomoteurs utilisés comme moteur d’avion.
On considère qu’une turbomachine est à l’arrêt (ou n’est pas en fonctionnement) lorsque la chambre de combustion est éteinte tandis qu’elle est en fonctionnement lorsque la chambre de combustion est allumée.
Les turbomachines telles que les turboréacteurs posent une problématique récurrente de dissipation de la chaleur une fois à l’arrêt. En effet, lors de leur fonctionnement, les turbomachines emmagasinent une quantité importante de chaleur, notamment dans les zones à proximité de leur chambre de combustion, qu’il faut dissiper. En fonctionnement, la rotation du rotor assure une dissipation de cette chaleur. Cependant, une fois la turbomachine à l’arrêt, la dissipation de la chaleur emmagasinée pose plusieurs problématiques.
En effet, la chaleur emmagasinée, notamment dans la chambre de combustion, va naturellement se propager au travers de la turbomachine, et va alors par un phénomène de convection se localiser essentiellement dans la partie supérieure de la turbomachine. Il en résulte une dilatation non homogène des différents composants, et notamment de l’arbre de la turbine haute pression, ce qui entraine un phénomène de flexion de l’arbre que l’on désigne communément sous l’appellation en langue anglaise « bow rotor », ce phénomène étant d’autant plus important que l’arbre présente une longueur élevée et que la température de fonctionnement de la turbomachine augmente.
Les solutions conventionnelles pour remédier à ce phénomène consistent à rallonger le temps de démarrage de la turbomachine, la chaleur étant alors dissipée par effet de ventilation réalisée par le démarreur, la ventilation consistant à entrainer l’arbre à une vitesse supérieure à 100 tours par minute de manière à évacuer les calories du moteur. De tels procédés de démarrage rallongés ne sont cependant plus acceptables au vu des contraintes imposées pour le démarrage des turbomachines, notamment en raison de l’augmentation du trafic aérien.
Le présent exposé vise ainsi à propose une solution permettant de répondre au moins partiellement à cette problématique.
A cet effet, la présente invention propose une turbomachine comprenant un arbre haute pression, un compresseur haute pression, une turbine haute pression, et une chambre de combustion l’arbre haute pression étant mobile en rotation par rapport à un carter adapté pour être solidarisé à un aéronef, la turbomachine étant caractérisée en ce qu’elle comprend une machine thermique comprenant un réservoir de fluide, un actionneur, un échangeur thermique et un compresseur, ladite machine thermique étant adaptée pour entrainer l’arbre haute pression en lorsque la turbomachine n’est pas en fonctionnement.
Selon un exemple, l’actionneur est une turbine ou un piston.
Selon un exemple, le réservoir de fluide est positionné dans une région de la turbomachine présentant une température supérieure à une région de la turbomachine dans laquelle est positionné l’échangeur thermique.
Selon un exemple, la machine thermique est configurée de manière à entrainer l’arbre haute pression en rotation à une vitesse de rotation comprise entre 0,1 et 50 tours par minute lorsque la turbomachine n’est pas en fonctionnement, ou plus précisément à une vitesse de rotation comprise entre 0,1 et 10 tours par minute, ou plus précisément entre 0,5 et 2 tours par minute.
Selon un exemple, la turbomachine comprend en outre un embrayage permettant de sélectivement engager la machine thermique avec l’arbre haute pression.
Selon un exemple, la turbomachine comprend en outre un réducteur interposé entre l’actionneur et l’arbre haute pression.
Selon un exemple, la machine thermique comprend un clapet anti retour positionné entre le compresseur et le réservoir de fluide, de manière à permettre un passage de fluide uniquement dans un sens allant du compresseur vers le réservoir de fluide.
Selon un exemple, la turbomachine comprend en outre un arbre basse pression, un compresseur basse pression, une turbine basse pression et un boitier accessoire, l’arbre basse pression étant mobile en rotation par rapport au carter, le boitier accessoire étant configuré de manière à sélectivement transmettre un mouvement de l’actionneur à l’arbre haute pression.
Le présent exposé concerne également un procédé d’entrainement d’un arbre haute pression de turbomachine lorsque la turbomachine est à l’arrêt après une période de en fonctionnement, dans lequel après une période de fonctionnement de la turbomachine, on entraine ledit arbre haute pression en rotation au moyen d’une machine thermique qui prélève de la chaleur résiduelle de la turbomachine afin d’imposer un mouvement de rotation à l’arbre haute pression.
La machine thermique entraine par exemple l’arbre haute pression en rotation à une vitesse de rotation comprise entre 0,1 et 50 tours par minute, ou entre 0,1 et 10 tours par minute, ou plus précisément entre 0,1 et 2 tours par minute.
La figure 1 est une représentation schématique d’une turbomachine selon un aspect de l’invention.
La figure 2 représente schématiquement la structure d’une machine thermique d’une machine thermique de la turbomachine.
La figure 1 est une représentation schématique d’une turbomachine selon un aspect de l’invention. On représente sur cette figure une partie de turbomachine 1 selon une vue en coupe. La turbomachine 1 telle que représentée comprend un arbre basse pression 10 s’étendant selon un axe principal Z-Z définissant une direction longitudinale de la turbomachine et reliant un compresseur basse pression 12 à une turbine basse pression 14, un arbre haute pression 20 s’étendant selon la direction longitudinale et reliant un compresseur haute pression 22 à une turbine haute pression 24, une chambre de combustion 4 positionnée entre le compresseur haute pression 22 et la turbine haute pression 24. La turbomachine 1 comprend également un boitier accessoire 7 (ou « accessory gearbox » selon l’appellation en langue anglaise communément employée) qui est ici représenté schématiquement. On note que la position du boitier accessoire 7 peut également varier, et est arbitraire sur la figure 1. Le fonctionnement de ces différents composants est bien connu, et ne sera pas décrit plus en détail ici. On note par ailleurs que les dénominations « haute pression » et « basse pression » pour les composants d’une turbomachine sont communément admis par l’Homme du métier, et désignent non pas des valeurs absolues de pression, mais des valeurs relatives de pression, la pression du fluide au sein d’un composant basse pression étant inférieure à la pression du fluide au sein d’un composant haute pression similaire.
L’arbre basse pression 10 et l’arbre haute pression 20 sont montés tournant selon l’axe principal Z-Z par rapport à un carter 30, qui désigne de manière générale les éléments définissant l’enveloppe externe de la turbomachine 1 et via lesquels la turbomachine 1 est solidarisée à un aéronef, le carter 30 étant ainsi fixe par rapport à l’aéronef, par opposition à l’arbre haute pression 20 et à l’arbre basse pression 10 qui sont montés tournant selon l’axe principal Z-Z. Par fixe, on entend ici des éléments fixes au sens statorique, les éléments qualifiés de fixes étant également soumis à des efforts et contraintes entrainant une déformation.
Comme indiqué en introduction de la présente demande de brevet, l’arbre haute pression 20 est susceptible de s’arquer en raison de la chaleur accumulée dans la turbomachine en fonctionnement, dont la dissipation n’est pas assurée une fois la turbomachine à l’arrêt, entrainant alors une flexion de l’arbre haute pression 20.
La turbomachine 1 comprend ainsi une machine thermique 8, couplée au boitier accessoire 7 de la turbomachine. Les différents composants de la machine thermique 8 sont représentés schématiquement sur la figure 2.
En référence à la figure 2, on voit donc que la machine thermique 8 comprend un réservoir 81, un actionneur 82, un échangeur thermique 83 et un compresseur 84, définissant un circuit de fluide, par exemple de l’eau, du carburant, de l’huile ou tout autre fluide adapté, sous forme liquide ou gazeuse, par exemple un produit hydraulique communément désigné sous son appellation commerciale « Skydrol » (marque déposée).
Le réservoir 81 est positionné dans une région de la turbomachine 1 que l’on qualifie de chaude, typiquement une région dans laquelle la température après fonctionnement est typiquement comprise entre 400 et 600 °C. Par opposition, l’échangeur thermique 83 est positionné dans une région de la turbomachine 1 présentant une température inférieure à la région dans laquelle est positionné le réservoir 81. L’échangeur thermique 83 est ainsi typiquement positionné dans une région de la turbomachine proche du milieu extérieur, tandis que le réservoir 81 est typiquement positionné dans une région de la turbomachine 1 proche de la chambre de combustion 4. L’actionneur 82 est typiquement une turbine ou un piston, adapté pour réaliser une détente du fluide, et générer un couple permettant d’entrainer en rotation l’arbre haute pression 20. Le compresseur 84 est par exemple une pompe, permettant de réaliser une montée en pression du fluide dans le circuit de la machine thermique 8.
On décrit à présent le fonctionnement de la machine thermique 8, notamment en référence à la figure 2. Lorsque la turbomachine 1 est à l’arrêt (c’est-à-dire lorsque sa chambre de combustion n’est pas en service) après une période de fonctionnement, le fluide présent dans le réservoir 81 est chauffé, notamment du fait de l’emplacement du réservoir 81 au sein de la turbomachine 1, et a donc accumulé de l’énergie thermique. Le fluide chauffé est alors acheminé vers l’actionneur 82, dans lequel il se détend, l’actionneur 82 pouvant ainsi générer un couple permettant d’entrainer l’arbre haute pression 20 en rotation. Le fluide traverse ensuite l’échangeur thermique 83 ce qui permet de le refroidir, la chaleur étant alors évacuée par exemple vers le milieu extérieur, ou vers une région que l’on qualifie de « froide » de la turbomachine 1. Le fluide refroidi est ensuite réinjecté vers le réservoir 81 par le compresseur 84 qui est par exemple entrainé mécaniquement par le boitier accessoire 7, et reprend ensuite le cycle décrit. A titre d’exemple, le fluide dans le réservoir 81 peut être vaporisé sous l’effet de l’élévation de température, puis le gaz repasse sous forme liquide lors de son refroidissement dans l’échangeur thermique 83. En variante, le fluide dans la machine thermique 8 peut être sous forme liquide ou sous forme de gaz tout au long du cycle de la machine thermique 8.
Un clapet anti retour 85 est typiquement interposé entre le réservoir 81 et le compresseur 84, afin de ne permettre le passage de fluide que dans un sens allant du compresseur 84 vers le réservoir 81.
Comme indiqué précédemment, l’actionneur 82 est configuré de manière à réaliser un entrainement en rotation de l’arbre haute pression 20. L’actionneur 82 est ainsi typiquement couplé à l’arbre haute pression 20 via le boitier accessoire 7 qui réalise ainsi la fonction de transmission du couple généré par l’actionneur 82 à l’arbre haute pression 20. De manière optionnelle, un embrayage peut être interposé entre le boitier accessoire 7 et l’actionneur 82 ou l’arbre haute pression 20. Un réducteur peut également être interposé en sortie de l’actionneur 82 afin de moduler la vitesse de rotation de l’arbre haute pression 20.
La machine thermique 8 est configurée de manière à entrainer l’arbre 2 en rotation à une vitesse comprise entre 0,1 et 50 tours par minute, ou encore entre 0,1 et 20 tours par minute, ou encore entre 0,1 et 10 tours par minute, ou entre 0,1 et 5 tours par minute, ou entre 0,1 et 2 tours par minute, ou entre 0,5 et 2 tours par minute, ou égale à 1 tour par minute. Une telle vitesse de rotation est qualifiée de lente ; elle ne réalise pas une ventilation suffisante de la turbomachine 1 pour permettre une évacuation de la chaleur, mais vise à homogénéiser la dilatation de l’arbre haute pression 20et ainsi à éviter un phénomène de flexion de l’arbre 2.
La machine thermique 8 contribue en outre à dissiper la chaleur emmagasinée, qui est évacuée notamment grâce à l’échangeur 83. Ainsi, la machine thermique 8 remplit une fonction double de restitution d’énergie et de dissipation de la chaleur emmagasinée.
L’adjonction d’une machine thermique telle que proposée permet ainsi de minimiser l’impact du phénomène de « bowed rotor » en homogénéisant la dilatation thermique de l’arbre, et permet également d’améliorer la dissipation de la chaleur emmagasinée dans la turbomachine 1.
Le système proposé permet ainsi d’exploiter la chaleur résiduelle présente dans la turbomachine 1 afin d’atténuer son impact et prévenir l’apparition d’un phénomène de flexion de l’arbre haute pression 20. Le système proposé est notamment avantageux en ce qu’il n’entraine pas une augmentation de la consommation de carburant pour la turbomachine, l’énergie étant ici tirée de la chaleur résiduelle présente dans la turbomachine 1 après son fonctionnement.
La machine thermique 8 peut être couplée à un contrôleur, adapté pour délivrer un signal à l’utilisateur, typiquement l’équipage de l’appareil équipé de la turbomachine 1, indiquant le fonctionnement ou non de la machine thermique 8. Ainsi, en cas de défaillance de la machine thermique 8 et donc de non entrainement en rotation de l’arbre haute pression 20, l’utilisateur peut déclencher une procédure de démarrage alternative de la turbomachine, par exemple une procédure allongée conventionnelle.
De manière optionnelle, la machine thermique 8 peut également être exploitée lors du fonctionnement de la turbomachine 1, c’est-à-dire typiquement en conditions de vol d’un avion.
La machine thermique 8 permet alors de recueillir une partie de la chaleur dégagée par le fonctionnement de la turbomachine 1 et de l’exploiter afin d’alimenter des composants de la turbomachine 1 ou de l’avion 1, ou même de produire un couple supplémentaire pour l’entrainement de l’arbre haute pression 20, augmentant ainsi le rendement de la turbomachine 1.

Claims (8)

  1. Procédé d’entrainement d’un arbre haute pression (20) de turbomachine (1), ladite turbomachine comprenant un arbre haute pression (20), un compresseur haute pression (22), une turbine haute pression (24), et une chambre de combustion (4) l’arbre haute pression (20) étant mobile en rotation par rapport à un carter (30) fixe adapté pour être solidarisé à un aéronef, une machine thermique (8) comprenant un réservoir de fluide (81), un actionneur (82), un échangeur thermique (83) et un compresseur (84),
    dans lequel
    lorsque la turbomachine (1) est à l’arrêt après une période de fonctionnement, on entraine ledit arbre haute pression (20) en rotation au moyen de la machine thermique (8) qui prélève de la chaleur résiduelle de la turbomachine (1) afin d’imposer un mouvement de rotation à l’arbre haute pression (20) à une vitesse de rotation comprise entre 0,1 et 50 tours par minute..
  2. Procédé selon la revendication 1, dans laquelle l’actionneur (82) est une turbine ou un piston.
  3. Procédé selon l’une des revendications 1 ou 2, dans lequel le réservoir de fluide (81) est positionné dans une région de la turbomachine (1) présentant une température supérieure à une région de la turbomachine (1) dans laquelle est positionné l’échangeur thermique (83).
  4. Procédé selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle la machine thermique (8) entraine l’arbre haute pression (20) en rotation à une vitesse de rotation comprise entre 0,1 et 10 tours par minute lorsque la turbomachine (1) n’est pas en fonctionnement, ou plus précisément à une vitesse de rotation comprise entre 0,1 et 2 tours par minute.
  5. Procédé selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la machine thermique (8) est sélectivement engagée avec l’arbre haute pression (20) au moyen d’un embrayage.
  6. Procédé selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la turbomachine (1) comprend en outre un réducteur interposé entre l’actionneur (82) et l’arbre haute pression (20).
  7. Procédé selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle la machine thermique (8) comprend un clapet anti retour (85) positionné entre le compresseur (84) et le réservoir de fluide (81), de manière à permettre un passage de fluide uniquement dans un sens allant du compresseur (84) vers le réservoir de fluide (81).
  8. Procédé selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel la turbomachine comprend en outre un arbre basse pression (10), un compresseur basse pression (12), une turbine basse pression (14) et un boitier accessoire (7), l’arbre basse pression (10) étant mobile en rotation par rapport au carter (30), le boitier accessoire (7) transmettant sélectivement un mouvement de l’actionneur (82) à l’arbre haute pression (20).
FR1900802A 2019-01-29 2019-01-29 Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique. Active FR3092133B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1900802A FR3092133B1 (fr) 2019-01-29 2019-01-29 Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique.

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1900802 2019-01-29
FR1900802A FR3092133B1 (fr) 2019-01-29 2019-01-29 Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3092133A1 true FR3092133A1 (fr) 2020-07-31
FR3092133B1 FR3092133B1 (fr) 2021-07-16

Family

ID=67875501

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1900802A Active FR3092133B1 (fr) 2019-01-29 2019-01-29 Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique.

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3092133B1 (fr)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1876337A1 (fr) * 2006-07-07 2008-01-09 Snecma Turbomoteur avec un alternateur et procédé de transmission de mouvement à un alternateur
EP2031233A1 (fr) * 2007-08-30 2009-03-04 Snecma Ventilation et pressurisation de composants dans une turbomachine au moyen d'un moteur Stirling
FR2921423A1 (fr) * 2007-09-25 2009-03-27 Snecma Sa Turbomachine a double corps, avec double prelevement de puissance
JP2015028333A (ja) * 2013-07-30 2015-02-12 畑中　武史 航空機用ネットゼロエネルギー推進方法及びネットゼロエネルギー航空機
EP3211201A1 (fr) * 2016-02-26 2017-08-30 The Boeing Company Systèmes et procédés d'entraînement d'équipements moteurs

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1876337A1 (fr) * 2006-07-07 2008-01-09 Snecma Turbomoteur avec un alternateur et procédé de transmission de mouvement à un alternateur
EP2031233A1 (fr) * 2007-08-30 2009-03-04 Snecma Ventilation et pressurisation de composants dans une turbomachine au moyen d'un moteur Stirling
FR2921423A1 (fr) * 2007-09-25 2009-03-27 Snecma Sa Turbomachine a double corps, avec double prelevement de puissance
JP2015028333A (ja) * 2013-07-30 2015-02-12 畑中　武史 航空機用ネットゼロエネルギー推進方法及びネットゼロエネルギー航空機
EP3211201A1 (fr) * 2016-02-26 2017-08-30 The Boeing Company Systèmes et procédés d'entraînement d'équipements moteurs

Also Published As

Publication number Publication date
FR3092133B1 (fr) 2021-07-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2951196C (fr) Turbomachine comprenant un systeme d'entrainement d'un equipement tel qu'un boitier d'accessoires
EP3070317B1 (fr) Refroidissement de turbomachine par évaporation
WO2023118689A1 (fr) Module de turbomachine equipe d'aubes a calage variable et d'un dispostif de transfert d'huile
EP3870810B1 (fr) Module de soufflante equipé d'une machine électrique pour une turbomachine d'aéronef
EP3158210B1 (fr) Dispositif et procédé de lubrification d'un palier a roulement de turbomachine
EP2582923B1 (fr) Architecture de turbomoteur non lubrifie
FR3034140A1 (fr) Turbomachine d’aeronef a reducteur planetaire ou epicycloidal
JP6360132B2 (ja) ガスタービンエンジン・ベアリング・サンプ
EP3207235A1 (fr) Support d'équipement d'une turbomachine comprenant un réducteur magnétique
WO2015189524A1 (fr) Dispositif de lubrification pour une turbomachine
EP2031233B1 (fr) Ventilation et pressurisation de composants dans une turbomachine au moyen d'un moteur Stirling
WO2021115996A1 (fr) Groupe auxiliaire de puissance comprenant un générateur de gaz à entrainement direct avec un générateur électrique et un boîtier d'accessoires
FR3092133A1 (fr) Turbomachine améliorée comprenant une machine thermique.
WO2023198987A1 (fr) Module pour une turbomachine d'aeronef
FR3054858A1 (fr) Turbomachine comportant un dispositif d'entrainement d'un equipement dispose dans le cone d'echappement
FR3092140A1 (fr) Turbomachine améliorée comprenant un système inertiel.
FR3053077B1 (fr) Boitier de relais d'accessoires d'une turbomachine
FR3097907A1 (fr) Contrôle actif du débit de refroidissement du compresseur haute pression
FR3055354B1 (fr) Turbomachine comprenant des moyens d'etancheite et procede de montage de la turbomachine correspondant
FR3092141A1 (fr) Turbomachine comprenant un système anti-fléchissement d’un arbre du rotor utilisant de l’air comprimé.
EP4408738A1 (fr) Module pour une turbomachine d'aeronef
EP4408737A1 (fr) Module pour une turbomachine d'aeronef
WO2023111438A1 (fr) Ensemble hydraulique pour un moteur d'aeronef
FR2966200A1 (fr) Architecture de turbine a gaz, en particulier de turbomoteur, sans palier dans la zone inter-turbines
FR3130891A1 (fr) Turbomachine pour aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20200731

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6