처리 중

기다려 주십시오...

설정

설정

1. FR2941492 - TURBOMACHINE A TURBINE DE PUISSANCE EQUIPEE D'UN GENERATEUR ELECTRONIQUE DE PUISSANCE CENTRE SUR L'AXE DE LA TURBOMACHINE

유의사항: 이 텍스트는 자동적으로 광학문자인식(OCR) 처리된 텍스트입니다. 법적 용도로는 PDF 버전을 사용하십시오.
TURBOMACHINE A TURBINE DE PUISSANCE EQUIPEE D'UN GENERATEUR ELECTRIQUE DE PUISSANCE CENTRE SUR L'AXE DE
LA TURBOMACHINE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte de façon générale au domaine des turbomachines pour aéronef à générateur électrique de puissance. L'invention concerne tout type de turbomachine dont le récepteur est entraîné par une ou plusieurs turbines de puissance, libres ou liées.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
De l'art antérieur, il est connu d'implanter un générateur électrique sur une turbomachine, dans le but d'alimenter électriquement des équipements à l'aide de la puissance produite. Ces équipements connus peuvent être des équipements électriques de la turbomachine et/ou de l'aéronef.
Habituellement, la puissance mécanique nécessaire à la mise en rotation du rotor du générateur électrique est prélevée sur le corps haute pression, et plus précisément sur un arbre radial du compresseur haute pression. Néanmoins, les besoins en puissance électrique devenant de plus en plus conséquents, en particulier en raison de l'électrification des aéronefs et de leurs turbomachines, la puissance mécanique à prélever sur le compresseur haute pression peut devenir critique, car trop importante. En effet, un prélèvement excessif de puissance mécanique sur le compresseur haute pression peut affecter l'opérabilité de la turbomachine, les marges de pompage pouvant ne plus être satisfaisantes dans certaines conditions de vol, notamment dans les phases de ralenti de la turbomachine. Cet inconvénient est d'ailleurs encore plus fort lorsque le compresseur est de petit diamètre, ce qui est en particulier le cas sur les turbomachines dites à « open rotor » (à rotor non caréné).
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de remédier au moins partiellement à l'inconvénient mentionné ci- dessus, relatif aux réalisations de l'art antérieur.
Pour ce faire, l'invention a pour objet une turbomachine pour aéronef comprenant un générateur de gaz ainsi qu'un récepteur entraîné par turbine de puissance, et comportant également un générateur électrique de puissance dont le rotor, centré sur l'axe longitudinal de la turbomachine, est entraîné en rotation par ladite turbine de puissance. de gaz
Ainsi, l'invention est remarquable en ce que le prélèvement de puissance mécanique s'effectue sur la turbine de puissance entraînant le récepteur et alimentée en gaz par le générateur de gaz. Cela diminue fortement, voire éradique entièrement le risque de déséquilibre thermodynamique susceptible de se produire au sein du générateur de gaz. Dans le cas préféré où la turbine de puissance est une turbine libre de puissance, alors le fait que celle-ci soit mécaniquement indépendante du générateur n'engendre en effet aucun déséquilibre thermodynamique au sein de ce dernier. Effectivement, une augmentation de la puissance totale disponible sur le récepteur, correspondant à la puissance dédiée au générateur électrique et à la puissance dédiée à la poussée, entraîne simplement une augmentation globale des caractéristiques de température et de pression demandées au générateur de gaz. En particulier, les marges de pompage restent satisfaisantes dans toutes les conditions de vol, même dans le cas où le générateur de gaz comprend des composants de petits diamètres, tel que cela est le cas sur les turbomachines dites à « open rotor » constituant une application préférée de la présente invention.
De préférence, ledit récepteur comprend une première hélice entraînée par une première turbine de puissance libre, ou liée. Selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention, ledit rotor du générateur électrique est fixé sur un carter extérieur de ladite première turbine de puissance. Selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention, ladite première hélice présente un carter d'hélice à partir duquel des pales font saillie radialement vers l'extérieur, et ledit rotor du générateur électrique est fixé sur ledit carter d'hélice. Dans une telle configuration, on prévoit de préférence que ledit carter d'hélice se trouve dans la continuité aérodynamique d'une peau extérieure de nacelle de ladite turbomachine, tel que cela est habituellement le cas sur les turbomachines à « open rotor ».
Ledit générateur électrique de puissance peut indifféremment être du type à flux axial ou radial, ce dernier cas étant préférentiellement retenu pour les rotors de générateur de plus petits diamètres.
De préférence, ledit récepteur comprend une seconde hélice entraînée par une seconde turbine de puissance libre, ou liée, les première et seconde hélices étant contrarotatives. Alternativement, les deux hélices pourraient être entraînées dans le même sens de rotation, sans sortir du cadre de l'invention.
De préférence, chacune des première et seconde hélices est entraînée par sa turbine de puissance associée, directement ou par l'intermédiaire d'un réducteur, ou de tout autre système mécanique de transmission.
De préférence, ledit générateur de gaz est à double corps, et comprend un compresseur haute pression équipé d'un arbre radial entraînant le rotor d'un générateur électrique de puissance additionnel. Par conséquent, la puissance électrique requise est avantageusement produite par au moins deux générateurs distincts, limitant ainsi la puissance totale que chacun d'eux doit fournir. En particulier, le générateur additionnel ne produit de préférence qu'une partie de la puissance électrique requise, de sorte que son implantation n'affecte pas l'opérabilité de la turbomachine. Sa taille peut donc être réduite par rapport à celle des générateurs de l'art antérieur prévus au même emplacement.
Enfin, ledit récepteur se situe de préférence en aval du générateur de gaz, donc à l'arrière de la turbomachine, comme cela est généralement rencontré sur les turbomachines à « open rotor ». D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; la figure 1 représente une vue schématique en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine pour aéronef, selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention ; la figure 2 représente une vue schématique en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine pour aéronef, selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention ; et - la figure 3 est une vue similaire à celle de la figure 2, la turbomachine se présentant sous la forme d'une alternative de réalisation.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
En référence à la figure 1, on peut apercevoir une turbomachine 1 du type à « open rotor », selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention.
Sur les figures, la direction A correspond à la direction longitudinale ou direction axiale, parallèle à l'axe longitudinal 2 de la turbomachine. La direction B correspond quant à elle à la direction radiale de la turbomachine. De plus, la flèche 4 schématise la direction d'avancement de l'aéronef sous l'action de la poussée de la turbomachine 1, cette direction d'avancement étant contraire au sens principal d'écoulement des gaz au sein de la turbomachine. Les termes « avant », « amont », « arrière », « aval » utilisés dans la suite de la description sont à considérer par rapport à ladite direction d'avancement 4.
En partie avant, la turbomachine présente une entrée d'air 6 se poursuivant vers l'arrière par une nacelle 8, celle-ci comportant globalement une peau extérieure 10 et une peau intérieure 12, toutes les deux centrées sur l'axe 2 et décalées radialement l'une de l'autre.
La peau intérieure 12 forme carter radial externe pour un générateur de gaz 14, comprenant de façon classique, de l'avant vers l'arrière, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20, une turbine haute pression 22, et une turbine de pression intermédiaire 24. Le compresseur 16 et la turbine 24 sont reliées mécaniquement par un arbre 26, formant ainsi un corps de faible pression, tandis que le compresseur 18 et la turbine 22 sont reliées mécaniquement par un arbre 28, formant un corps de pression plus élevée. Par conséquent, le générateur de gaz 14 présente de préférence une conception classique, dite à double corps.
En aval de la turbine de pression intermédiaire 24 se trouve un récepteur 30 entraîné par turbine libre de puissance. Plus précisément, dans le mode de réalisation préféré décrit, le récepteur comprend deux hélices contrarotatives, la première hélice 32, la plus en amont, étant solidaire en rotation d'une première turbine libre de puissance 34, et la seconde hélice 36 étant solidaire en rotation d'une seconde turbine libre de puissance 38. Si la solution d'un couplage direct a été retenue entre les turbines libres et leurs hélices respectives, conception dite « Direct Drive », une solution alternative dans laquelle un réducteur serait interposé entre chaque turbine libre et son hélice associée pourrait être envisagée, sans sortir du cadre de l'invention. De même, une solution à une seule hélice est également envisageable.
Toujours en référence à la figure 1, on peut apercevoir que la première turbine de puissance 34, disposée en aval de la turbine de pression intermédiaire 24, présente un carter extérieur 40 qui se situe dans le prolongement arrière d'un carter extérieur fixe 42, lui-même agencé dans le prolongement arrière du carter radial externe 12 du générateur de gaz 14. D'ailleurs, les carter 12 et 42 peuvent être réalisés d'une seule pièce.
Un flasque ou une pluralité de bras 44 permet de déporter radialement l'hélice 32 vers l'extérieur, le flasque 44 présentant une extrémité radiale interne solidaire du carter extérieur 40 de turbine, et une extrémité radiale externe solidaire d'un carter extérieur d'hélice 46. Les pales 48 font saillie radialement vers l'extérieur à partir de ce carter 46, dont l'une des particularités est de se trouver dans la continuité aérodynamique arrière de la peau extérieure 10 de nacelle.
Par ailleurs, la seconde turbine de puissance 38, également disposée en aval de la turbine de pression intermédiaire 24, présente un carter extérieur 50 qui se situe dans le prolongement arrière du carter extérieur 40 de la première turbine. Dans le mode de réalisation préféré représenté, les deux turbines sont en fait imbriquées l'une dans l'autre, les étages de la première turbine étant agencés en alternance avec les étages de la seconde turbine, dans la direction A. Ainsi, les carters intérieurs des deux turbines libres 34, 38 se trouvent également dans le prolongement l'un de l'autre.
Un flasque ou une pluralité de bras 52 permet de déporter radialement l'hélice 36 vers l'extérieur, le flasque 52 présentant une extrémité radiale interne solidaire du carter extérieur 50 de turbine, et une extrémité radiale externe solidaire d'un carter extérieur d'hélice 54. Les pales 56 font saillie radialement vers l'extérieur à partir de ce carter 54, qui se trouve dans la continuité aérodynamique arrière du carter extérieur 46 de la première hélice 32. Cette configuration est typique d'une turbomachine à « open rotor ». A titre indicatif, il est rappelé que les turbines libres 34, 38 ne disposent d'aucun lien mécanique direct avec les composants tournants du générateur de gaz, à savoir qu'elles n'entraînent ni ne sont entraînées par les éléments 16, 18, 22, 24. Seuls les gaz s'échappant de la turbine de pression intermédiaire 24 assurent donc la mise en rotation de ces turbines libres 34, 38, montées rotatives sur un arbre fixe 57 de la turbomachine. L'une des particularités de la présente invention réside dans l'implantation d'un générateur électrique de puissance 60 au niveau du récepteur 30. Plus particulièrement, dans ce premier mode de réalisation préféré, le rotor 62 du générateur est monté sur une extension 64 du carter extérieur 40 de la première turbine libre 34, faisant saillie vers l'arrière et radialement vers l'extérieur. En outre, le stator 66 du générateur est agencé sur une extrémité arrière du carter extérieur 42, radialement extérieurement par rapport à ce dernier, de manière à être en regard du rotor 62. Dans ce premier mode de réalisation préféré, les rotor 62 et stator 66, coaxiaux et centrés sur l'axe 2, sont décalés radialement l'un de l'autre, formant ainsi un générateur électrique de puissance à flux radial. Bien entendu, toute conception connue de l'homme du métier peut être employée pour la réalisation de ce générateur à flux radial.
Ce générateur 60 est prévu pour alimenter électriquement des équipements de turbomachine et/ou d'aéronef tels que par exemple des systèmes de lubrification et de carburant, ou tout autre système classique, hydraulique ou électrique. L'avantage lié à l'emplacement particulier de ce générateur 60 réside dans la non-perturbation de l'équilibre thermodynamique du générateur de gaz 14. A ce titre, il peut néanmoins être prévu, comme cela est connu de l'art antérieur, un générateur électrique de puissance additionnel 70, dont le rotor (non représenté) est entraîné en rotation par un arbre radial 72 solidaire du compresseur haute pression 18, directement ou par l'intermédiaire d'une boite de vitesse ou réducteur 74. Ainsi, la puissance électrique requise peut être prélevée à l'un et/ou l'autre des deux générateurs 60, 70.
Enfin, il est noté qu'un ou plusieurs autres générateurs électriques de puissance peuvent être implantés sur la turbomachine, par exemple au niveau de la seconde turbine libre 38.
En référence à présent à la figure 2, on peut apercevoir une turbomachine 100 similaire à celle de la figure 1, et se présentant sous la forme d'un second mode de réalisation préféré de la présente invention.
Sur les figures, les éléments portant les mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires. Par conséquent, on peut apercevoir que seule l'implantation du générateur 60 diffère par rapport à la turbomachine 1 de la figure 1. Effectivement, le rotor 62 du générateur 60 est monté sur une extension 164 du carter extérieur 46 de l'hélice 32, à une extrémité arrière de celui-ci, cette extension faisant saillie vers l'avant et radialement vers l'intérieur. En outre, le stator 66 du générateur est agencé sur une extrémité arrière de la peau extérieure 10 de nacelle, de manière à être en regard du rotor 62. Ici aussi, les rotor 62 et stator 66, coaxiaux et centrés sur l'axe 2, sont décalés radialement l'un de l'autre, formant ainsi un générateur électrique de puissance à flux radial.
En revanche, sur l'alternative de la figure 3, le générateur 60, disposé au même emplacement gue sur la réalisation de la figure 2, présente une conception à flux axial. Le rotor 62 et le stator 66 sont ainsi agencés en regard, mais décalés l'un de l'autre longitudinalement selon la direction A, et non plus selon la direction radiale B. Cette configuration est préférée lorsque le diamètre des rotor 62 et stator 66, coaxiaux et centrés sur l'axe 2, est important. Ici aussi, toute conception connue de l'homme du métier peut être employée pour la réalisation de ce générateur à flux axial.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.