FR3143064A1 - TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne une turbomachine (4) comprenant : - un corps basse pression (6) comprenant un compresseur basse pression (8) et une turbine basse pression (9), - un corps haute pression (7) comprenant un compresseur haute pression (12) et une turbine haute pression (11), et - une chambre de combustion (23), - le corps haute pression (7) est agencé à l’arrière du corps basse pression (6), et le compresseur haute pression (12) est situé à l’arrière de la turbine haute pression (11), - la chambre de combustion (23) est située à l’arrière de la turbine haute pression (11), voire du compresseur haute pression (12), et en ce qu’elle comprend en outre un système d’alimentation (24) de la chambre de combustion (23) en gaz combustible, ce système d’alimentation (24) étant situé à l’arrière de la turbine haute pression (11), voire du compresseur haute pression (12). Figure d’abrégé : figure 2The invention relates to a turbomachine (4) comprising: - a low pressure body (6) comprising a low pressure compressor (8) and a low pressure turbine (9), - a high pressure body (7) comprising a high pressure compressor ( 12) and a high pressure turbine (11), and - a combustion chamber (23), - the high pressure body (7) is arranged at the rear of the low pressure body (6), and the high pressure compressor (12 ) is located at the rear of the high pressure turbine (11), - the combustion chamber (23) is located at the rear of the high pressure turbine (11), or even of the high pressure compressor (12), and in which it further comprises a system (24) for supplying the combustion chamber (23) with combustible gas, this supply system (24) being located at the rear of the high pressure turbine (11), or even the high pressure compressor (12). Abstract Figure: Figure 2
Description
L’invention concerne le domaine des turbomachines pour aéronef.The invention relates to the field of turbomachines for aircraft.
L’invention concerne tout particulièrement le domaine des turboréacteurs à double corps comprenant une chambre de combustion destinée à être alimentée en gaz combustible, en particulier en dihydrogène.The invention particularly relates to the field of twin-body turbojets comprising a combustion chamber intended to be supplied with combustible gas, in particular dihydrogen.
Une turbomachine d’aéronef, tel qu’un turboréacteur à double corps et à double flux, comprend typiquement, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz le long d’un axe longitudinal, une soufflante mobile en rotation autour d’un axe longitudinal, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression et une tuyère d’échappement des gaz.An aircraft turbomachine, such as a twin-body, dual-flow turbojet, typically comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow along a longitudinal axis, a movable fan rotating around a longitudinal axis, a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine, a low pressure turbine and a gas exhaust nozzle.
La turbomachine comprend en outre un système d’alimentation de la chambre de combustion en carburant, en particulier du kérosène. Le système d’alimentation comprend une canalisation permettant de conduire le carburant à partir d’une source de carburant jusqu’à la chambre de combustion.The turbomachine further comprises a system for supplying the combustion chamber with fuel, in particular kerosene. The fuel system includes a pipeline for conducting fuel from a fuel source to the combustion chamber.
La soufflante permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant par exemple en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire traverse une veine primaire de la turbomachine délimitée par un carter interne tandis que le flux secondaire est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire.The blower allows the suction of an air flow divided for example into a primary flow and a secondary flow. The primary flow passes through a primary vein of the turbomachine delimited by an internal casing while the secondary flow is directed towards a secondary vein surrounding the primary vein.
Le flux primaire est comprimé au sein des compresseurs. Chaque compresseur comprend au moins un disque mobile en rotation autour de l’axe longitudinal. Chaque compresseur comprend en outre des aubes régulièrement réparties autour de chaque disque et qui permettent de comprimer le flux primaire.The primary flow is compressed within the compressors. Each compressor comprises at least one movable disk rotating around the longitudinal axis. Each compressor also includes blades regularly distributed around each disc and which allow the primary flow to be compressed.
L’air comprimé est alors mélangé au carburant et brulé dans la chambre de combustion. Les gaz issus de la combustion traversent les turbines. Chaque turbine présente au moins un disque centré sur l’axe longitudinal et des aubes régulièrement réparties autour de chaque disque qui permettent d’exercer un effort sur les gaz issus de la chambre de combustion. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.The compressed air is then mixed with the fuel and burned in the combustion chamber. The gases from combustion pass through the turbines. Each turbine has at least one disc centered on the longitudinal axis and blades regularly distributed around each disc which make it possible to exert a force on the gases coming from the combustion chamber. The gases finally escape through the nozzle, the section of which allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
Afin de limiter l’impact environnemental des aéronefs, il a été proposé de remplacer le kérosène mis en œuvre dans la chambre de combustion par une énergie potentiellement plus vertueuse, notamment un gaz combustible tel que du dihydrogène (H2). Néanmoins, la configuration actuelle des turbomachines ne permet pas la mise en œuvre d’un tel gaz.In order to limit the environmental impact of aircraft, it has been proposed to replace the kerosene used in the combustion chamber with a potentially more virtuous energy, in particular a combustible gas such as dihydrogen (H2). However, the current configuration of turbomachines does not allow the use of such a gas.
En effet, en fonctionnement, il existe un risque d’éclatement d’un ou des disques, phénomène connu sous l’acronyme anglais UERF pour « Uncontained Engine Rotor Failure ». Un tel éclatement peut générer des débris pouvant endommager la canalisation ou les équipements du système d’alimentation. Or, le mélange hydrogène-air dans une proportion volumique d’hydrogène comprise entre 13% et 65% devient détonant. Ainsi, compte tenu du débit du gaz de l’ordre de plusieurs centaines de g/s, de la pression du gaz pouvant être supérieure à 100 bars et du niveau d’énergie mis en jeu dans le disque, l’éclatement d’au moins un disque est susceptible de causer une explosion. Une telle explosion représente un évènement catastrophique pour l’aéronef. Aussi, le mélange dihydrogène-air, dans une proportion volumique de dihydrogène comprise entre 4% et 75%, est inflammable.Indeed, during operation, there is a risk of one or more discs bursting, a phenomenon known by the English acronym UERF for “Uncontained Engine Rotor Failure”. Such a burst can generate debris that can damage the pipeline or power system equipment. However, the hydrogen-air mixture in a volume proportion of hydrogen between 13% and 65% becomes explosive. Thus, taking into account the gas flow rate of the order of several hundred g/s, the gas pressure which can be greater than 100 bars and the level of energy involved in the disc, the bursting of at the less likely a disc is to cause an explosion. Such an explosion represents a catastrophic event for the aircraft. Also, the dihydrogen-air mixture, in a volume proportion of dihydrogen between 4% and 75%, is flammable.
Afin d’éviter d’endommager la canalisation et donc de limiter le risque d’explosion dans la turbomachine, il a été envisagé de renforcer le carter interne par un bouclier de renfort annulaire afin de contenir le ou les disques en cas d’éclatement.In order to avoid damaging the pipeline and therefore limit the risk of explosion in the turbomachine, it was considered to reinforce the internal casing with an annular reinforcement shield in order to contain the disc(s) in the event of bursting.
Toutefois, une telle solution n’est pas envisageable dans les configurations de turbomachines actuelles. En particulier, le renforcement du carter interne pénaliserait fortement la turbomachine en termes de coût et de masse. En outre, l’intégration d’un tel bouclier de renfort n’est pas aisée compte tenu de l’épaisseur nécessaire à un tel bouclier pour remplir sa fonction de protection.However, such a solution is not possible in current turbomachine configurations. In particular, reinforcing the internal casing would seriously penalize the turbomachine in terms of cost and mass. In addition, the integration of such a reinforcing shield is not easy given the thickness necessary for such a shield to fulfill its protective function.
Dans ce cadre, il existe un besoin de fournir une turbomachine d’aéronef comprenant une chambre de combustion destinée à être alimentée en gaz combustible, qui soit plus légère, et économique et dont le risque d’explosion est limité voire nul.In this context, there is a need to provide an aircraft turbomachine comprising a combustion chamber intended to be supplied with combustible gas, which is lighter, more economical and whose risk of explosion is limited or even zero.
A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef, la turbomachine présentant un axe longitudinal et comprenant :To this end, the invention proposes a turbomachine for an aircraft, the turbomachine having a longitudinal axis and comprising:
- un corps basse pression comprenant un compresseur basse pression et une turbine basse pression,- a low pressure body comprising a low pressure compressor and a low pressure turbine,
- un corps haute pression comprenant un compresseur haute pression et une turbine haute pression, et- a high pressure body comprising a high pressure compressor and a high pressure turbine, and
- une chambre de combustion.- a combustion chamber.
La turbomachine selon l’invention est remarquable en ce que :The turbomachine according to the invention is remarkable in that:
- le corps haute pression est agencé à l’arrière du corps basse pression, et le compresseur haute pression est situé à l’arrière de la turbine haute pression,- the high pressure body is arranged at the rear of the low pressure body, and the high pressure compressor is located at the rear of the high pressure turbine,
- la chambre de combustion est située à l’arrière de la turbine haute pression, voire du compresseur haute pression,- the combustion chamber is located behind the high pressure turbine, or even the high pressure compressor,
et en ce qu’elle comprend en outre un système d’alimentation de la chambre de combustion en gaz combustible, ce système d’alimentation étant situé à l’arrière de la turbine haute pression, voire du compresseur haute pression.and in that it further comprises a system for supplying the combustion chamber with combustible gas, this supply system being located at the rear of the high pressure turbine, or even of the high pressure compressor.
Selon l’invention, la turbomachine comprend donc d’avant en arrière le long de l’axe longitudinal, et dans le sens d’écoulement du flux d’air secondaire, le compresseur basse pression, la turbine basse pression, la turbine haute pression et le compresseur haute pression.According to the invention, the turbomachine therefore comprises from front to rear along the longitudinal axis, and in the direction of flow of the secondary air flow, the low pressure compressor, the low pressure turbine, the high pressure turbine and the high pressure compressor.
Selon l’invention, la chambre de combustion ainsi que son système d’alimentation en gaz combustible sont situés au moins en arrière de la turbine haute pression.According to the invention, the combustion chamber as well as its fuel gas supply system are located at least behind the high pressure turbine.
Ainsi, grâce à cette configuration particulière de la turbomachine, le système d’alimentation en gaz combustible est situé en dehors de la zone d’éclatement du disque de turbine. En cas d’éclatement d’un tel disque, le risque d’endommager le système d’alimentation en gaz combustible de la chambre de combustible est limité. Le risque de fuite du gaz combustible est donc fortement réduit limitant ainsi le risque d’explosion dans la turbomachine et/ou l’aéronef.Thus, thanks to this particular configuration of the turbomachine, the fuel gas supply system is located outside the bursting zone of the turbine disk. In the event of such a disc bursting, the risk of damaging the fuel gas supply system to the fuel chamber is limited. The risk of combustible gas leaking is therefore greatly reduced, thereby limiting the risk of explosion in the turbomachine and/or the aircraft.
Selon un mode de réalisation particulièrement avantageux de l’invention, la chambre de combustion et son système d’alimentation sont situés à l’arrière du compresseur haute pression. Un tel mode de réalisation permet de réduire encore les risques d’explosion dans la turbomachine et/ou l’aéronef.According to a particularly advantageous embodiment of the invention, the combustion chamber and its supply system are located at the rear of the high pressure compressor. Such an embodiment makes it possible to further reduce the risks of explosion in the turbomachine and/or the aircraft.
En effet, selon ce mode, le système d’alimentation en gaz combustible est situé en dehors de la zone d’éclatement du disque de compresseur. En cas d’éclatement d’un tel disque, le risque d’endommager le système d’alimentation en gaz combustible de la chambre de combustion est limité. Le risque de fuite du gaz combustible est donc fortement réduit.In fact, according to this mode, the fuel gas supply system is located outside the bursting zone of the compressor disk. In the event of such a disc bursting, the risk of damaging the fuel gas supply system to the combustion chamber is limited. The risk of combustible gas leaking is therefore greatly reduced.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :The invention may include one or more of the following characteristics, taken in isolation from each other or in combination with each other:
- la chambre de combustion comprend une enceinte annulaire située au moins en partie radialement à l’extérieur du compresseur haute pression et un fond de chambre dans lequel est ménagé au moins un port d’injection de gaz combustible, ce port d’injection débouchant dans l’enceinte annulaire et étant relié au système d’alimentation,- the combustion chamber comprises an annular enclosure located at least partly radially outside the high pressure compressor and a chamber bottom in which at least one fuel gas injection port is provided, this injection port opening into the annular enclosure and being connected to the power system,
- le fond de chambre est situé à une extrémité arrière de la chambre de combustion,- the bottom of the chamber is located at a rear end of the combustion chamber,
- la chambre de combustion comprend une enceinte annulaire située à l’arrière du compresseur haute pression et un fond de chambre dans lequel est ménagé au moins un port d’injection de gaz combustible, ce port d’injection débouchant dans l’enceinte annulaire et étant relié au système d’alimentation,- the combustion chamber comprises an annular enclosure located at the rear of the high pressure compressor and a chamber bottom in which at least one fuel gas injection port is provided, this injection port opening into the annular enclosure and being connected to the power system,
- une veine primaire annulaire et une veine secondaire annulaire agencée autour de la veine primaire, la veine primaire présentant :- an annular primary vein and an annular secondary vein arranged around the primary vein, the primary vein having:
- un premier circuit d’écoulement d’un flux d’air primaire de l’avant vers l’arrière dans les compresseurs basse pression et haute pression jusqu’à la chambre de combustion,- a first flow circuit for a primary air flow from front to rear in the low pressure and high pressure compressors to the combustion chamber,
- un second circuit d’écoulement des gaz issus de la chambre de combustion de l’arrière vers l’avant dans la turbine haute pression et la turbine basse pression,- a second flow circuit for gases coming from the combustion chamber from the rear to the front in the high pressure turbine and the low pressure turbine,
- un carter basse pression agencé axialement entre le compresseur basse pression et la turbine basse pression, ce carter basse pression comportant une virole externe, une virole interne et des première et seconde viroles intermédiaires agencées radialement entre les viroles interne et externe, les viroles externe, interne et intermédiaires étant annulaires et centrées sur l’axe longitudinal, la virole externe et la seconde virole intermédiaire délimitant une portion de la veine secondaire, les première et seconde viroles intermédiaires délimitant une portion du premier circuit d’écoulement du flux d’air primaire,- a low pressure casing arranged axially between the low pressure compressor and the low pressure turbine, this low pressure casing comprising an external shroud, an internal shroud and first and second intermediate shrouds arranged radially between the internal and external shrouds, the external shrouds, internal and intermediate being annular and centered on the longitudinal axis, the external ferrule and the second intermediate ferrule delimiting a portion of the secondary vein, the first and second intermediate ferrules delimiting a portion of the first flow circuit of the primary air flow ,
- le carter basse pression comprend des premières ailettes agencées entre la virole externe et la seconde virole intermédiaire, les premières ailettes étant configurées pour rediriger les gaz issus de la turbine basse pression dans la veine secondaire,- the low pressure casing comprises first fins arranged between the external shroud and the second intermediate shroud, the first fins being configured to redirect the gases coming from the low pressure turbine into the secondary stream,
- un carter haute pression agencé axialement entre la turbine haute pression et le compresseur haute pression, ce carter haute pression comportant des premiers conduits longitudinaux d’écoulement du flux d’air primaire et des seconds conduits longitudinaux d’écoulement des gaz issus de la chambre de combustion, les premier et second conduits étant enchevêtrés de sorte que le flux d’air primaire et les gaz se croisent suivant deux directions différentes,- a high pressure casing arranged axially between the high pressure turbine and the high pressure compressor, this high pressure casing comprising first longitudinal conduits for the flow of the primary air flow and second longitudinal conduits for the flow of gases from the chamber combustion, the first and second ducts being entangled so that the flow of primary air and the gases cross in two different directions,
- les premier conduits sont régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal et séparés par des premières lumières et les seconds conduits sont régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal et séparés par des secondes lumières, les premiers conduits traversant les secondes lumières et les seconds conduits traversant les premières lumières,- the first conduits are regularly distributed around the longitudinal axis and separated by first lights and the second conduits are regularly distributed around the longitudinal axis and separated by second lights, the first conduits passing through the second lights and the second conduits crossing the first lights,
- le compresseur basse pression est relié à la turbine basse pression par un arbre basse pression, et au moins un palier avant est agencé radialement entre cet arbre basse pression et le carter basse pression,- the low pressure compressor is connected to the low pressure turbine by a low pressure shaft, and at least one front bearing is arranged radially between this low pressure shaft and the low pressure casing,
- la turbine haute pression est reliée au compresseur haute pression par un arbre haute pression, et au moins un palier arrière est agencé radialement entre l’arbre haute pression et le carter haute pression,- the high pressure turbine is connected to the high pressure compressor by a high pressure shaft, and at least one rear bearing is arranged radially between the high pressure shaft and the high pressure casing,
- une soufflante agencée à l’avant du compresseur basse pression et optionnellement un carter de soufflante agencé autour de la soufflante.- a fan arranged in front of the low pressure compressor and optionally a fan casing arranged around the fan.
L’invention concerne également un aéronef comprenant une turbomachine selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes.The invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine according to any of the preceding characteristics.
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de modes de réalisation non limitatifs de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :Other characteristics and advantages will emerge from the following description of non-limiting embodiments of the invention with reference to the appended drawings in which:
la
la
la
la
la
la
la
la
la
la
la
Un aéronef 1 est par exemple représenté sur la
En référence à la
Dans la présente demande, les termes « avant » et « arrière », sont définis par rapport au sens de circulation d’un flux d’air secondaire F2 dans la turbomachine 4 suivant l’axe longitudinal X, notamment de gauche à droite sur la
Les termes « axial », « axialement », « radial », « radialement », sont définis par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 4.The terms “axial”, “axially”, “radial”, “radially”, are defined in relation to the longitudinal axis X of the turbomachine 4.
Les termes « interne », « intérieur », « externe », « extérieur », « extérieurement », sont définis par rapport à l’éloignement de l’axe longitudinal X le long d’un axe radial perpendiculaire à l’axe longitudinal X.The terms “internal”, “interior”, “external”, “exterior”, “externally”, are defined in relation to the distance from the longitudinal axis X along a radial axis perpendicular to the longitudinal axis .
La turbomachine 4 est par exemple un turboréacteur à double corps et à double flux. Elle comprend un moteur M comprenant d’avant en arrière, optionnellement une soufflante 5, un corps basse pression 6 et un corps haute pression 7. Selon l’invention, les corps basse pression et haute pression 6, 7 sont indépendants mécaniquement.The turbomachine 4 is for example a double-body, double-flow turbojet. It comprises a motor M comprising from front to back, optionally a fan 5, a low pressure body 6 and a high pressure body 7. According to the invention, the low pressure and high pressure bodies 6, 7 are mechanically independent.
Le corps basse pression 6 comprend, d’avant en arrière, un compresseur basse pression 8 et une turbine basse pression 9. Le corps basse pression 6 comprend en outre un arbre basse pression 10 reliant le compresseur basse pression 8 et la turbine basse pression 9. Avantageusement, l’arbre basse pression 10 est relié à la soufflante 5 par exemple par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse (non représenté).The low pressure body 6 comprises, from front to back, a low pressure compressor 8 and a low pressure turbine 9. The low pressure body 6 further comprises a low pressure shaft 10 connecting the low pressure compressor 8 and the low pressure turbine 9 Advantageously, the low pressure shaft 10 is connected to the fan 5 for example via a speed reducer (not shown).
Le corps haute pression 7 comprend, d’avant en arrière, une turbine haute pression 11 et un compresseur haute pression 12. Le corps haute pression 6 comprend en outre un arbre haute pression 13 reliant la turbine haute pression 11 au compresseur haute pression 12.The high pressure body 7 comprises, from front to back, a high pressure turbine 11 and a high pressure compressor 12. The high pressure body 6 further comprises a high pressure shaft 13 connecting the high pressure turbine 11 to the high pressure compressor 12.
Les arbres basse pression et haute pression 10, 13 sont centrés sur l’axe longitudinal X. Ils sont à distance axialement l’un de l’autre. Les arbres basse pression et haute pression 10, 13 sont ainsi séparés par une distance axiale d.The low pressure and high pressure shafts 10, 13 are centered on the longitudinal axis X. They are at an axial distance from each other. The low pressure and high pressure shafts 10, 13 are thus separated by an axial distance d.
Chaque compresseur 8, 12 et chaque turbine 9, 11 comprend au moins un disque centré sur l’axe longitudinal X et des aubes rotoriques régulièrement réparties autour du disque (non illustré). Le disque est monté rotatif autour de l’axe longitudinal et forme avec les aubes rotoriques un rotor. Chaque compresseur et chaque turbine comprend également au moins une rangée d’aubes statoriques montées autour de l’axe longitudinal X. Les aubes statoriques sont montées en amont ou en aval des aubes rotoriques. Une paire de rangée d’aubes rotoriques et d’aubes statoriques forme un étage. Le compresseur et/ou la turbine peut comprendre un ou plusieurs étages.Each compressor 8, 12 and each turbine 9, 11 comprises at least one disc centered on the longitudinal axis X and rotor blades regularly distributed around the disc (not illustrated). The disk is rotatably mounted around the longitudinal axis and forms a rotor with the rotor blades. Each compressor and each turbine also includes at least one row of stator vanes mounted around the longitudinal axis X. The stator vanes are mounted upstream or downstream of the rotor vanes. A pair of rows of rotor blades and stator blades form a stage. The compressor and/or turbine may comprise one or more stages.
Avantageusement, la turbomachine 4 comprend en outre un carter basse pression 14 et/ou un carter haute pression 15. Avantageusement, le carter basse pression 14 et le carter haute pression 15 sont centrés sur l’axe longitudinal X.Advantageously, the turbomachine 4 further comprises a low pressure casing 14 and/or a high pressure casing 15. Advantageously, the low pressure casing 14 and the high pressure casing 15 are centered on the longitudinal axis X.
Le carter basse pression 14 est situé axialement entre le compresseur basse pression 8 et la turbine basse pression 9. En référence aux figures 3, 3a, 3b, le carter basse pression 14 comprend une virole externe 140, une virole interne 142 et des première et seconde viroles intermédiaires 144, 146 agencées radialement entre les viroles externe et interne 140, 142. La seconde virole intermédiaire 146 est agencée autour de la première virole intermédiaire 144.The low pressure casing 14 is located axially between the low pressure compressor 8 and the low pressure turbine 9. With reference to Figures 3, 3a, 3b, the low pressure casing 14 comprises an external shroud 140, an internal shroud 142 and first and second intermediate ferrules 144, 146 arranged radially between the external and internal ferrules 140, 142. The second intermediate ferrule 146 is arranged around the first intermediate ferrule 144.
Les viroles externe, interne et intermédiaires 140, 142, 144, 146 sont annulaires. Elles sont coaxiales et centrées sur l’axe longitudinal X. La virole externe 140 et la seconde virole intermédiaire 146 délimitent entre elles une portion d’une veine secondaire v2 d’écoulement d’un flux d’air secondaire F2. Elles sont reliées par des premiers bras 148 radiaux s’étendant radialement entre la virole externe 140 et la seconde virole intermédiaire 146.The external, internal and intermediate ferrules 140, 142, 144, 146 are annular. They are coaxial and centered on the longitudinal axis They are connected by first radial arms 148 extending radially between the external ferrule 140 and the second intermediate ferrule 146.
Les premier bras 148 sont régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal X. Chaque premier bras 148 comprend un carénage 148a creux et des premières ailettes 148b situées dans le carénage 148a. Le carénage 148a présente une forme générale d’un U ouvert vers l’arrière. Plus précisément, le carénage 148a comprend des première et seconde parois 148c, 148d radiales reliées par leurs bords avant par un nez 148e. Le nez 148e présente une surface aérodynamique qui permet de minimiser les perturbations de l’écoulement du flux d’air secondaire F2. Les bords arrière des première et seconde parois 148c, 148d sont libres. Les premières ailettes 148b sont superposées radialement dans le carénage 148a.The first arms 148 are regularly distributed around the longitudinal axis X. Each first arm 148 comprises a hollow fairing 148a and first fins 148b located in the fairing 148a. The fairing 148a has the general shape of a U open towards the rear. More precisely, the fairing 148a comprises first and second radial walls 148c, 148d connected by their front edges by a nose 148e. The 148e nose has an aerodynamic surface which helps minimize disturbances to the flow of the secondary air flow F2. The rear edges of the first and second walls 148c, 148d are free. The first fins 148b are superposed radially in the fairing 148a.
Les première et seconde viroles intermédiaires 144, 146 définissent entre elles une portion d’une veine primaire v1 d’écoulement d’un flux d’air primaire F1. Le carter basse pression 14 comprend en outre des seconds bras 149a s’étendant radialement entre les première et seconde viroles intermédiaires 144, 146. Les second bras 149a sont alignés radialement avec les premier bras 148. Les second bras 149a présentent une surface aérodynamique pour minimiser les perturbations de l’écoulement du flux d’air primaire F1.The first and second intermediate ferrules 144, 146 define between them a portion of a primary vein v1 for the flow of a primary air flow F1. The low pressure casing 14 further comprises second arms 149a extending radially between the first and second intermediate shrouds 144, 146. The second arms 149a are aligned radially with the first arms 148. The second arms 149a have an aerodynamic surface to minimize disturbances in the flow of the primary air flow F1.
Le carter basse pression 14 comprend en outre des troisièmes bras 149b s’étendant radialement entre la virole interne 142 et la première virole intermédiaire 144. Les troisièmes bras 149b sont décalés circonférentiellement par rapport aux premier et second bras 148, 149a. De manière avantageuse, chaque troisième bras 149b est agencé circonférentiellement entre deux seconds bras 149a.The low pressure casing 14 further comprises third arms 149b extending radially between the internal shroud 142 and the first intermediate shroud 144. The third arms 149b are offset circumferentially relative to the first and second arms 148, 149a. Advantageously, each third arm 149b is arranged circumferentially between two second arms 149a.
Le carter basse pression 14 comprend en outre des secondes ailettes 149c agencées circonférentiellement entre les troisièmes bras 149b. Les secondes ailettes 149c sont superposées radialement entre la virole interne 142 et la première virole intermédiaire 144.The low pressure casing 14 further comprises second fins 149c arranged circumferentially between the third arms 149b. The second fins 149c are superimposed radially between the internal ferrule 142 and the first intermediate ferrule 144.
Le carter haute pression 15 est situé axialement entre la turbine haute pression 11 et le compresseur haute pression 12. En référence à la
La première virole 150 s’étend axialement entre une première extrémité annulaire avant 150a et une première extrémité annulaire arrière 150b. La première extrémité annulaire avant 150a présente avantageusement un diamètre interne supérieur au diamètre interne de la première extrémité annulaire arrière 150b. Ainsi, la première virole 150 présente un diamètre dégressif vers l’arrière. La première virole 150 présente par exemple une forme sensiblement tronconique.The first ferrule 150 extends axially between a first front annular end 150a and a first rear annular end 150b. The first front annular end 150a advantageously has an internal diameter greater than the internal diameter of the first rear annular end 150b. Thus, the first ferrule 150 has a diameter decreasing towards the rear. The first ferrule 150 has, for example, a substantially frustoconical shape.
Comme mieux visible sur la
Chaque premier conduit 154 comprend une paroi interne 154a, une paroi externe 154b et un passage 154c défini entre les parois interne et externe 154a, 154b. Chaque premier conduit 154 comprend en outre des parois latérales 154l reliant les parois interne et externe 156a, 156b. Les parois latérales 154l séparent ainsi les premier conduits 154 entre eux. Chaque premier conduit 154 s’étend longitudinalement entre un tronçon avant 154d et un tronçon arrière 154e reliés par un tronçon central 154f . Les tronçons avant 154d s’étendent avantageusement chacun selon un secteur angulaire supérieur au secteur angulaire de chaque tronçon arrière 154e. Chaque tronçon central 154f s’étend sur un secteur angulaire inférieur aux secteurs angulaires des tronçons avant et arrière 154d, 154e. Les tronçons central 154f s’évasent vers l’avant et vers l’arrière. Ainsi, chaque premier conduit 154 présente sensiblement une forme de sablier.Each first conduit 154 comprises an internal wall 154a, an external wall 154b and a passage 154c defined between the internal and external walls 154a, 154b. Each first conduit 154 further comprises side walls 154l connecting the internal and external walls 156a, 156b. The side walls 154l thus separate the first conduits 154 from each other. Each first conduit 154 extends longitudinally between a front section 154d and a rear section 154e connected by a central section 154f. The front sections 154d advantageously each extend in an angular sector greater than the angular sector of each rear section 154e. Each central section 154f extends over an angular sector smaller than the angular sectors of the front and rear sections 154d, 154e. The central sections 154f flare forwards and backwards. Thus, each first conduit 154 has substantially an hourglass shape.
La première virole 150 comprend en outre des premières lumières 155 entre chaque premier conduit 154. Les premières lumières 155 sont traversantes. Elles débouchent ainsi à l’intérieur et à l’extérieur de la première virole 150. Les premières lumières 155 sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X.The first ferrule 150 further comprises first lights 155 between each first conduit 154. The first lights 155 are through. They thus open inside and outside the first shell 150. The first openings 155 are distributed regularly around the longitudinal axis X.
La seconde virole 152 s’étend axialement entre une seconde extrémité annulaire avant 152a et une seconde extrémité annulaire arrière 152b. La seconde extrémité annulaire avant 152a présente avantageusement un diamètre interne inférieur au diamètre interne de la seconde extrémité annulaire arrière 152b. Ainsi, la seconde virole 150 présente un diamètre progressif, c’est-à-dire qui croît, vers l’arrière. La seconde virole 150 présente par exemple une forme sensiblement tronconique.The second ferrule 152 extends axially between a second front annular end 152a and a second rear annular end 152b. The second front annular end 152a advantageously has an internal diameter less than the internal diameter of the second rear annular end 152b. Thus, the second ferrule 150 has a progressive diameter, that is to say which increases, towards the rear. The second ferrule 150 has, for example, a substantially frustoconical shape.
Préférentiellement, la première extrémité annulaire avant 150a de la première virole 150 est agencée autour de la seconde extrémité annulaire avant 152a de la seconde virole 152 et la seconde extrémité annulaire arrière 152b de la seconde virole 152 est agencée autour de la première extrémité annulaire arrière 150b. Les première et seconde viroles 150, 152 sont ainsi imbriquées l’une dans l’autre.Preferably, the first front annular end 150a of the first ferrule 150 is arranged around the second front annular end 152a of the second ferrule 152 and the second rear annular end 152b of the second ferrule 152 is arranged around the first rear annular end 150b . The first and second ferrules 150, 152 are thus nested one inside the other.
Comme mieux visible sur la
Chaque second conduit 156 comprend une paroi interne 156a, une paroi externe 156b et un passage 156c définit entre les parois interne et externe 156a, 156b. Chaque second conduit 156 comprend en outre des parois latérales 156l reliant les parois interne et externe 156a, 156b. Les parois latérales 156l séparent ainsi les seconds conduits 156 entre eux.Each second conduit 156 comprises an internal wall 156a, an external wall 156b and a passage 156c defined between the internal and external walls 156a, 156b. Each second conduit 156 further comprises side walls 156l connecting the internal and external walls 156a, 156b. The side walls 156l thus separate the second conduits 156 from each other.
Chaque second conduit 156 s’étend longitudinalement entre un tronçon avant 156d et un tronçon arrière 156e reliés par un tronçon central 156f. Les tronçons avant 156d s’étendent avantageusement chacun sur un secteur angulaire inférieur au secteur angulaire de chaque tronçon arrière 156e. Chaque tronçon central 156f s’étend sur un secteur angulaire inférieur aux secteurs angulaires des tronçons avant et arrière 156d, 156e. Le tronçon central 156f s’évase vers l’amont et vers l’aval. Ainsi, chaque bras 156 présente sensiblement une forme de sablier.Each second conduit 156 extends longitudinally between a front section 156d and a rear section 156e connected by a central section 156f. The front sections 156d advantageously each extend over an angular sector smaller than the angular sector of each rear section 156e. Each central section 156f extends over an angular sector smaller than the angular sectors of the front and rear sections 156d, 156e. The central section 156f widens upstream and downstream. Thus, each arm 156 has substantially an hourglass shape.
La seconde virole 152 comprend en outre des secondes lumières 157 entre chaque second conduit 156. Les secondes lumières 157 sont traversantes. Elles débouchent ainsi à l’intérieur et à l’extérieur de la seconde virole 152. Les secondes lumières 157 sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X.The second ferrule 152 further comprises second lights 157 between each second conduit 156. The second lights 157 are through. They thus open inside and outside the second shell 152. The second openings 157 are distributed regularly around the longitudinal axis X.
En référence à la
L’arbre passe pression 10 est guidé en rotation autour de l’axe longitudinal X par un premier palier avant 16 et optionnellement un second palier avant 17. Les premier et second paliers avant 16, 17 sont agencés radialement entre le carter basse pression 14 et l’arbre basse pression 10.The pressure passing shaft 10 is guided in rotation around the longitudinal axis the low pressure shaft 10.
L’arbre haute pression 13 est guidé en rotation autour de l’axe longitudinal X par un premier palier arrière 18 et optionnellement un second palier arrière 19. Les premier et second paliers arrière 18, 19 sont agencés radialement entre le carter haute pression 15 et l’arbre haute pression 13.The high pressure shaft 13 is guided in rotation around the longitudinal axis the high pressure shaft 13.
Chaque palier avant 16, 17 comprend un roulement tel que des rouleaux ou des billes agencé entre une bague externe et une bague interne. La bague interne est reliée à l’arbre basse pression 10 et la bague externe est reliée au carter basse pression 14 par l’intermédiaire d’un support de palier 16a, 17a.Each front bearing 16, 17 comprises a bearing such as rollers or balls arranged between an outer ring and an inner ring. The inner ring is connected to the low pressure shaft 10 and the outer ring is connected to the low pressure housing 14 via a bearing support 16a, 17a.
Chaque palier arrière 18, 19 comprend un roulement tel que des rouleaux ou des billes agencé entre une bague externe et une bague interne. La bague interne est reliée à l’arbre haute pression 13 et la bague externe est reliée au carter haute pression 15 par l’intermédiaire d’un support de palier 18a, 19a.Each rear bearing 18, 19 comprises a bearing such as rollers or balls arranged between an outer ring and an inner ring. The inner ring is connected to the high pressure shaft 13 and the outer ring is connected to the high pressure housing 15 via a bearing support 18a, 19a.
Avantageusement, la turbomachine 4 est reliée à l’aile 3 par un mât 20. Le mât 20 comprend un bâti 20a reliant le carter basse pression 14 au carter haute pression 15. En particulier, le bâti 20a est fixé à la virole externe 140 du carter basse pression 14 et aux première et/ou seconde viroles 150, 152 du carter haute pression 15. Le mât 20 est par ailleurs relié à une nacelle 20’ entourant le moteur M de la turbomachine 4. La nacelle 20’ est centrée sur l’axe longitudinal X.Advantageously, the turbomachine 4 is connected to the wing 3 by a mast 20. The mast 20 comprises a frame 20a connecting the low pressure casing 14 to the high pressure casing 15. In particular, the frame 20a is fixed to the external shell 140 of the low pressure casing 14 and the first and/or second shrouds 150, 152 of the high pressure casing 15. The mast 20 is also connected to a nacelle 20' surrounding the engine M of the turbomachine 4. The nacelle 20' is centered on the longitudinal axis
La turbomachine 4 comprend en outre une tuyère E d’échappement. La tuyère E est annulaire et centrée sur l’axe longitudinal X. Elle est montée autour de la chambre de combustion 23. Elle est reliée axialement à la nacelle 20’.The turbomachine 4 also includes an exhaust nozzle E. The nozzle E is annular and centered on the longitudinal axis X. It is mounted around the combustion chamber 23. It is connected axially to the nacelle 20'.
La turbomachine 4 comprend en outre un carter de soufflante 21. Le carter de soufflante 21 est centré sur l’axe longitudinal X et entoure la soufflante 5. Il est agencé à l’intérieur de la nacelle 20’ et relié cette dernière. Il est par ailleurs relié axialement à la virole externe 140 du carter basse pression 14.The turbomachine 4 further comprises a fan casing 21. The fan casing 21 is centered on the longitudinal axis X and surrounds the fan 5. It is arranged inside the nacelle 20' and connected to the latter. It is also connected axially to the external shell 140 of the low pressure casing 14.
La turbomachine 4 comprend en outre un carter inter-veines 22 centré sur l’axe longitudinal X. Le carter inter-veines 22 est agencé à l’intérieur du carter de soufflante 21. Il est relié axialement à la virole intermédiaire 144 du carter basse pression 140. Le carter inter-veines 22 présente une portion cylindrique 22a et une portion tronconique 22b. Dans le présent exemple, la portion tronconique 22b est agencée en arrière de la portion cylindrique 22a. La tuyère E est montée autour de la portion cylindrique 22a. La portion tronconique 22b est reliée au mât 20.The turbomachine 4 further comprises an inter-vein casing 22 centered on the longitudinal axis pressure 140. The inter-vein casing 22 has a cylindrical portion 22a and a frustoconical portion 22b. In the present example, the frustoconical portion 22b is arranged behind the cylindrical portion 22a. The nozzle E is mounted around the cylindrical portion 22a. The frustoconical portion 22b is connected to the mast 20.
Selon l’invention, la turbomachine 4 comprend en outre une chambre de combustion 23 et un système d’alimentation 24 de la chambre de combustion 23 en gaz combustible.According to the invention, the turbomachine 4 further comprises a combustion chamber 23 and a system 24 for supplying the combustion chamber 23 with fuel gas.
En référence à la
La chambre de combustion 23 comprend en outre un injecteur 239 destiné à injecter du gaz combustible dans l’enceinte 234. L’injecteur 239 traverse le port d’injection 238 et débouche dans l’enceinte annulaire 234.The combustion chamber 23 further comprises an injector 239 intended to inject combustible gas into the enclosure 234. The injector 239 passes through the injection port 238 and opens into the annular enclosure 234.
Selon l’invention, la chambre de combustion 23 est agencée à l’arrière de la turbine haute pression 11, en particulier à l’arrière du dernier rotor de la turbine haute pression 11. Selon un mode de réalisation particulièrement avantageux, la chambre de combustion 23 est agencée à l’arrière du compresseur haute pression 12, en particulier à l’arrière du dernier rotor du compresseur haute pression 12. Elle est par exemple reliée au carter du compresseur haute pression 12.According to the invention, the combustion chamber 23 is arranged at the rear of the high pressure turbine 11, in particular at the rear of the last rotor of the high pressure turbine 11. According to a particularly advantageous embodiment, the combustion chamber combustion 23 is arranged at the rear of the high pressure compressor 12, in particular at the rear of the last rotor of the high pressure compressor 12. It is for example connected to the casing of the high pressure compressor 12.
Selon un premier mode de réalisation illustré sur la
Selon un second mode de réalisation illustré sur les figures 2 et 7, la chambre de combustion 23 est située à l’arrière du compresseur haute pression 12. Selon ce mode de réalisation, l’enceinte annulaire 234 est située à l’arrière du compresseur haute pression 12, en particulier à l’arrière du dernier rotor du compresseur haute pression 12.According to a second embodiment illustrated in Figures 2 and 7, the combustion chamber 23 is located at the rear of the high pressure compressor 12. According to this embodiment, the annular enclosure 234 is located at the rear of the compressor high pressure 12, in particular at the rear of the last rotor of the high pressure compressor 12.
Le système d’alimentation 24 est situé à l’arrière de la turbine haute pression 11. Préférentiellement, le système d’alimentation 24 est situé à l’arrière du compresseur haute pression 12.The supply system 24 is located at the rear of the high pressure turbine 11. Preferably, the supply system 24 is located at the rear of the high pressure compressor 12.
Le système d’alimentation 24 comprend une canalisation 240 pour le passage du gaz combustible et optionnellement une source 242 de gaz combustible.The supply system 24 includes a pipe 240 for the passage of combustible gas and optionally a source 242 of combustible gas.
La canalisation 240 s’étend radialement entre la chambre de combustion 23 et la source 242. La canalisation 240 présente une section d’entrée 240a du gaz combustible reliée à la source 242 et une section de sortie 240b du gaz combustible reliée à la chambre de combustion 23, notamment à l’injecteur 239. La canalisation 240 peut être située dans un compartiment s’étendant de la chambre de combustion 23 jusqu’à la source 242. Une telle configuration permet de séparer le système d’alimentation 23 des autres éléments de la turbomachine 4.The pipe 240 extends radially between the combustion chamber 23 and the source 242. The pipe 240 has an inlet section 240a of the combustible gas connected to the source 242 and an outlet section 240b of the combustible gas connected to the combustion chamber. combustion 23, in particular at the injector 239. The pipe 240 can be located in a compartment extending from the combustion chamber 23 to the source 242. Such a configuration makes it possible to separate the supply system 23 from the other elements of the turbomachine 4.
La source 242 de gaz combustible est située par exemple dans l’aile 3 de l’aéronef 1. Le gaz combustible est par exemple du gaz naturel, du méthane (CH4), ou de l’ammoniac (NH3). Le gaz combustible est de manière avantageuse du dihydrogène (H2).The source 242 of combustible gas is located for example in the wing 3 of the aircraft 1. The combustible gas is for example natural gas, methane (CH4), or ammonia (NH3). The fuel gas is advantageously dihydrogen (H2).
Les veines primaire et secondaire v1, v2 sont annulaires. La veine secondaire v2 entoure la veine primaire v1. Une portion de la veine secondaire v2 est délimitée par la virole externe 140 autour de la seconde virole intermédiaire 146 du carter basse pression 14 et une portion de la veine primaire v1 est délimitée par la seconde virole intermédiaire 146 autour de la première virole intermédiaire 144.The primary and secondary veins v1, v2 are annular. The secondary vein v2 surrounds the primary vein v1. A portion of the secondary vein v2 is delimited by the external ferrule 140 around the second intermediate ferrule 146 of the low pressure casing 14 and a portion of the primary vein v1 is delimited by the second intermediate ferrule 146 around the first intermediate ferrule 144.
En fonctionnement, la soufflante 5 permet l’aspiration d’un flux d’air principal F qui se divise en un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2.In operation, the blower 5 allows the suction of a main air flow F which is divided into a primary air flow F1 and a secondary air flow F2.
En référence aux
Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans le compresseur basse pression 8 puis dans le carter basse pression 14, entre les première et seconde viroles intermédiaires 144, 146. Le flux d’air primaire F1 s’écoule ensuite dans le carter haute pression 15, dans les premiers conduits 154, puis dans le compresseur haute pression 12.The primary air flow F1 flows into the low pressure compressor 8 then into the low pressure casing 14, between the first and second intermediate shrouds 144, 146. The primary air flow F1 then flows into the high casing pressure 15, in the first conduits 154, then in the high pressure compressor 12.
Le flux d’air primaire F1 comprimé est alors dirigé dans la chambre de combustion 23. Le flux d’air primaire F1 comprimé est mélangé au gaz combustible dans la chambre de combustion 23. La réaction de combustion dans la chambre de combustion 23 forme des gaz G.The compressed primary air flow F1 is then directed into the combustion chamber 23. The compressed primary air flow F1 is mixed with the combustible gas in the combustion chamber 23. The combustion reaction in the combustion chamber 23 forms gas G.
La veine primaire v1 comprend en outre un second circuit c2 configuré pour conduire le flux de gaz G issus de la combustion d’arrière en avant. Les gaz G traversent successivement le carter haute pression 15, la turbine haute pression 11, la turbine basse pression 9 et le carter basse pression 14.The primary stream v1 further comprises a second circuit c2 configured to conduct the flow of gas G from the combustion from back to front. The gases G successively pass through the high pressure casing 15, the high pressure turbine 11, the low pressure turbine 9 and the low pressure casing 14.
Les gaz G s’écoulent dans le carter haute pression 15, dans les seconds conduits 156, puis dans la turbine haute pression 11 et dans la turbine basse pression 9. Les gaz G s’écoulent ensuite dans le carter basse pression 14. Dans le carter basse pression 14, les gaz G sont dirigés par les seconds et troisièmes bras 149a, 149b vers les première ailettes 148a. Les ailettes 148a permettent alors de rediriger les gaz G dans la veine secondaire v2.The gases G flow into the high pressure casing 15, into the second conduits 156, then into the high pressure turbine 11 and into the low pressure turbine 9. The gases G then flow into the low pressure casing 14. In the low pressure casing 14, the gases G are directed by the second and third arms 149a, 149b towards the first fins 148a. The fins 148a then make it possible to redirect the gases G into the secondary vein v2.
Grâce aux premiers bras 148 creux et ouverts vers l’arrière, les gaz G circulant de l’arrière vers l’avant peuvent subir un virage à 180° par les ailettes 148a et s’écouler dans la veine secondaire v2.Thanks to the first hollow arms 148 and open towards the rear, the gases G circulating from the rear to the front can undergo a 180° turn by the fins 148a and flow into the secondary vein v2.
Par ailleurs, il en découle que le flux d’air primaire F1 et les gaz G s’écoulent suivant deux directions différentes. Les gaz G et le flux primaire F1 se croisent dans chacun des carters basse pression et haute pression 14, 15.Furthermore, it follows that the primary air flow F1 and the gases G flow in two different directions. The gases G and the primary flow F1 intersect in each of the low pressure and high pressure casings 14, 15.
Le flux d’air secondaire F2 s’écoule dans la veine secondaire v2.The secondary air flow F2 flows into the secondary vein v2.
Les gaz G se mélangent au flux secondaire F2 dans la veine secondaire v2. Ce mélange Me du flux d’air secondaire F2 et des gaz G permet d’une part de diminuer le bruit dans la turbomachine 4 et d’autre part de refroidir les gaz G pour limiter la formation de trainées de condensation. Le mélange Me s’échappe enfin au travers de la tuyère E pour générer de la propulsion.The gases G mix with the secondary flow F2 in the secondary stream v2. This mixture Me of the secondary air flow F2 and the gases G makes it possible on the one hand to reduce the noise in the turbomachine 4 and on the other hand to cool the gases G to limit the formation of condensation trails. The mixture Me finally escapes through the nozzle E to generate propulsion.
Selon l’invention, les modules basse pression 6 et haute pression 7 sont agencés en série, de l’avant vers l’arrière et la chambre de combustion 23 est située en arrière au moins de la turbine haute pression 11. Par conséquent, le système d’alimentation 24 de la chambre de combustion 23 est situé à l’arrière de la turbine haute pression 11, et donc en dehors de la zone d’éclatement Z1 du disque de turbines 9, 11.According to the invention, the low pressure 6 and high pressure 7 modules are arranged in series, from front to rear and the combustion chamber 23 is located at least behind the high pressure turbine 11. Consequently, the supply system 24 of the combustion chamber 23 is located at the rear of the high pressure turbine 11, and therefore outside the bursting zone Z1 of the turbine disk 9, 11.
En cas d’éclatement d’un disque de turbines 9, 11, les risques d’endommager le système d’alimentation 24 est limité et le risque de fuite du gaz combustible est par conséquent également limité.In the event of a turbine disk 9, 11 bursting, the risk of damaging the supply system 24 is limited and the risk of fuel gas leaking is therefore also limited.
Grâce à la configuration particulière de la turbomachine 4 selon l’invention, les risques d’explosion dans la turbomachine 4 et/ou l’aéronef 1 sont donc fortement réduits.Thanks to the particular configuration of the turbomachine 4 according to the invention, the risks of explosion in the turbomachine 4 and/or the aircraft 1 are therefore greatly reduced.
Par ailleurs, selon un mode de réalisation particulièrement avantageux, la chambre de combustion 23 est située en arrière du compresseur haute pression 12. Selon ce mode, le système d’alimentation 24 de la chambre de combustion 23 est situé en arrière du compresseur haute pression 12 et donc en dehors de la zone d’éclatement Z2 du disque de compresseurs 8, 12. En cas d’éclatement d’un disque de compresseur 8, 12, le risque d’endommager le système d’alimentation 24 est encore plus limité et le risque de fuite du gaz combustible est par conséquent également encore plus limité.Furthermore, according to a particularly advantageous embodiment, the combustion chamber 23 is located behind the high pressure compressor 12. According to this mode, the supply system 24 of the combustion chamber 23 is located behind the high pressure compressor 12 and therefore outside the bursting zone Z2 of the compressor disk 8, 12. In the event of bursting of a compressor disk 8, 12, the risk of damaging the supply system 24 is even more limited and the risk of combustible gas leaking is therefore also even more limited.
Grâce à ce mode de réalisation de la turbomachine 4, les risques d’explosion dans la turbomachine 4 et/ou l’aéronef 1 sont donc encore plus fortement réduits.Thanks to this embodiment of the turbomachine 4, the risks of explosion in the turbomachine 4 and/or the aircraft 1 are therefore even more greatly reduced.
Par ailleurs, la configuration modulaire des corps basse pression et haute pression 6, 7 permet de réduire la longueur axiale des arbres basse pression et haute pression 10, 13. La masse totale de la turbomachine 4 est donc plus faible et l’intégration mécanique des arbres basse pression et haute pression 10, 13 est simplifiée.Furthermore, the modular configuration of the low pressure and high pressure bodies 6, 7 makes it possible to reduce the axial length of the low pressure and high pressure shafts 10, 13. The total mass of the turbomachine 4 is therefore lower and the mechanical integration of the low pressure and high pressure shafts 10, 13 is simplified.
Claims (13)
- un corps basse pression (6) comprenant un compresseur basse pression (8) et une turbine basse pression (9),
- un corps haute pression (7) comprenant un compresseur haute pression (12) et une turbine haute pression (11), et
- une chambre de combustion (23),
la turbomachine (4) étant caractérisée en ce que :
- le corps haute pression (7) est agencé à l’arrière du corps basse pression (6), et le compresseur haute pression (12) est situé à l’arrière de la turbine haute pression (11),
- la chambre de combustion (23) est située à l’arrière de la turbine haute pression (11), voire du compresseur haute pression (12),
et en ce qu’elle comprend en outre un système d’alimentation (24) de la chambre de combustion (23) en gaz combustible, ce système d’alimentation (24) étant situé à l’arrière de la turbine haute pression (11), voire du compresseur haute pression (12).Turbomachine (4) for an aircraft (1), the turbomachine (4) having a longitudinal axis (X) and comprising:
- a low pressure body (6) comprising a low pressure compressor (8) and a low pressure turbine (9),
- a high pressure body (7) comprising a high pressure compressor (12) and a high pressure turbine (11), and
- a combustion chamber (23),
the turbomachine (4) being characterized in that:
- the high pressure body (7) is arranged at the rear of the low pressure body (6), and the high pressure compressor (12) is located at the rear of the high pressure turbine (11),
- the combustion chamber (23) is located at the rear of the high pressure turbine (11), or even the high pressure compressor (12),
and in that it further comprises a system (24) for supplying the combustion chamber (23) with combustible gas, this supply system (24) being located at the rear of the high pressure turbine (11 ), or even the high pressure compressor (12).
- un premier circuit (c1) d’écoulement d’un flux d’air primaire (F1) de l’avant vers l’arrière dans les compresseurs basse pression (8) et haute pression (12) jusqu’à la chambre de combustion (23),
- un second circuit (c2) d’écoulement des gaz (G) issus de la chambre de combustion (23) de l’arrière vers l’avant dans la turbine haute pression (11) et la turbine basse pression (9).Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises an annular primary vein (v1) and an annular secondary vein (v2) arranged around the primary vein (v1), the primary vein (v1) having:
- a first circuit (c1) for the flow of a primary air flow (F1) from front to rear in the low pressure (8) and high pressure (12) compressors to the combustion chamber (23),
- a second circuit (c2) for the flow of gases (G) from the combustion chamber (23) from the rear to the front in the high pressure turbine (11) and the low pressure turbine (9).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2213215A FR3143064A1 (en) | 2022-12-13 | 2022-12-13 | TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT |
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| FR2213215 | 2022-12-13 | ||
| FR2213215A FR3143064A1 (en) | 2022-12-13 | 2022-12-13 | TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3143064A1 true FR3143064A1 (en) | 2024-06-14 |
Family
ID=85222436
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2213215A Pending FR3143064A1 (en) | 2022-12-13 | 2022-12-13 | TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3143064A1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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2022
- 2022-12-13 FR FR2213215A patent/FR3143064A1/en active Pending
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