FIRE SAFETY SYSTEM FOR A TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR MAINTAINING A COOLING AIR SPEED AND CORRESPONDING TURBOMACHINE

The invention relates to a fire safety system (30) for a turbomachine (1), such as an aeroplane turbofan or a turboprop engine, the turbomachine comprising at least one turbine (3) having a turbine disc (5) and an annular cavity (16) which is arranged upstream of the disc (5), the disc (5) comprisin...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:

Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	EXILARD, Gabriel Gorka, PELLATON, Bertrand Guillaume Robin, DINQUEL, Jerome, CLADIERE, Mathieu Pierre, RICHARD, Stéphane Raphaël Yves, BREINING, Jean-Luc, DESCUBES, Olivier Pierre, PERRA, Nicolas Christophe, VIGUIER, Christophe Nicolas Henri
Format:	Patent
Sprache:	eng ; fre
Schlagworte:	AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS BLASTING COMBUSTION ENGINES CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS ENGINE PLANTS IN GENERAL GAS-TURBINE PLANTS HEATING HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS LIGHTING MACHINES OR ENGINES IN GENERAL MECHANICAL ENGINEERING NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES STEAM ENGINES WEAPONS
Online-Zugang:	Volltext bestellen
Tags:	Tag hinzufügen Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!

Beschreibung
Zusammenfassung:	The invention relates to a fire safety system (30) for a turbomachine (1), such as an aeroplane turbofan or a turboprop engine, the turbomachine comprising at least one turbine (3) having a turbine disc (5) and an annular cavity (16) which is arranged upstream of the disc (5), the disc (5) comprising an internal bore (7) and the fire safety system (30) comprising a cooling device (14) intended to supply the cavity (16) with cooling air via injection means (17). According to the invention, the fire safety system (30) comprises means configured such that, on the one hand, the annular cavity is divided into a first cavity and a second cavity and, on the other hand, a cooling air speed is maintained at the outlet of the injection means (16) and the cooling air in the first cavity is guided to the internal bore (7) of the turbine disc (5). Said means comprise a diffuser (52) co-operating with the injection means (17) and an annular cover intended to co-operate with the diffuser (52) and to cover first attachment members (27) arranged in the cavity (16), the diffuser (52) and the cover (40) being configured such that the cooling air at the outlet of the diffuser (52) is at least partially guided by a radially outer surface (40a) of the cover (40). L'invention concerne un système anti incendie (30) pour une turbomachine (1), telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'aéronef, la turbomachine comprenant au moins une turbine (3) ayant un disque (5) de turbine et une cavité annulaire (16) qui est agencée en amont du disque (5), le disque (5) comprenant un alésage interne (7) et le système anti-incendie (30) comprenant un dispositif de refroidissement (14) destiné à alimenter la cavité (16) en air de refroidissement via des moyens d'injection (17). Selon l'invention, le système anti-incendie (30) comprend des moyens configurés de manière à d'une part scinder la cavité annulaire en une première cavité et en une deuxième cavité et d'autre part à maintenir une vitesse de l'air de refroidissement en sortie des moyens d'injection (16) et à guider l'air de refroidissement dans la première cavité vers l'alésage interne (7) du disque (5) de turbine. Ces moyens comprennent un diffuseur (52) coopérant avec les moyens d'injection (17) et un capot annulaire destiné à coopérer avec le diffuseur (52) et à couvrir des premiers organes de fixation (27) agencés dans la cavité (16), le diffuseur (52) et le capot (40) étant configurés de manière que l'air de refroidissement en s