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La présente invention a trait à des moteurs à turbine à gaz et, plus spécifiquement,elle concerne des tuyères de jet par lesquelles les gaz d'échappement provenant de tels moteurs passent vers l'atmosphère pour produire une poussée propulsive.
Dans la demande de brevet britannique antérieure n 12244/54, se trouve exposée une construction perfectionnée de tuyère de jet à section ef- ficace variable qui comprend une structure présentant une gorge dont la sec- tion efficace est la section efficace maximum de la tuyère de jet, et un dispositif destiné à injecter des jets d'air comprimé dans le courant des gaz d'échappement, à l'endroit de la gorge ou près de celle-ci, de manière à réduire la section efficace de la tuyère de jet.
Dans les deux agence- ments spécifiquement décrits dans cette demande, le dispositif destiné à injecter l'air comprimé dans le courant des gaz d'échappement est disposé en amont de la gorge ou à l'endroit de la gorge et, dans chaque cas, l'air comprimé est soutiré du compresseur du moteur, pour améliorer de cette ma- nière le fonctionnement du moteur dans les conditions où l'on désire faire varier la section efficace de la tuyère par l'injection d'air comprimé.
Selon la présente invention, on propose une tuyère de jet compre- nant une structure présentant une partie de tuyère convergente, suivie, dans le sens de l'écoulement des gaz d'échappement dans ladite partie, d'une par- tie de tuyère divergente, lesdites parties de tuyère se rencontrant à une gorge et ladite tuyère étant construite pour être employée dans des vols à des nombres de Mach élevés, ladite structure comprenant une paroi périphé- rique de conduit, et un dispositif destiné à injecter l'air sous pression dans la partie de tuyère divergente de manière à provoquer le décollement du courant des gaz d'échappement de la paroi périphérique de conduit, par suite de quoi la tuyère de jet se comporte en tuyère convergente simple, con- venant au fonctionnement à de petits nombres de Mach de vol.
Une tuyère convergente-divergente est généralement employée pour le vol à des nombres de Mach supérieurs à environ 1,1 et, lorsqu'une tuyère est construite pour le vol à des nombres de Mach supérieurs à cette valeur, elle est inefficace lorsqu'elle fonctionne à des nombres de Mach inférieurs à environ 1,1. L'injection de l'air sous pression à ces petits nombres de Mach, réalisée de la manière conforme à la présente invention, permet à la tuyère de fonctionner efficacement en tant que tuyère convergente simple.
Selon une particularité de l'invention, la tuyère de jet comporte des parois intérieure et extérieure, de manière à avoir la forme annulaire, la paroi extérieure ayant des parties sensiblement tronconiques convergente et divergente, leurs extrémités étroites se trouvant à la gorge et la paroi intérieure ayant des parties sensiblement tronconiques divergente et con- vergente, leurs extrémités larges se rencontrant à la gorge, et le disposi - tif destiné à injecter l'air comprend une fente circonférentielle située dans la partie divergente de la paroi extérieure. La fente est de préféren- ce sensiblement continue.
De préférence, l'injection d'air comprimé, destiné à provoquer le décollement du courant des gaz d'échappement,est effectuée à un endroit de la partie divergente de la tuyère situé à quelques pouces en aval de la gorge. L'endroit optimum de l'injection peut être déterminé par l'expérien- ce et l'on croit qu'il varie d'après le diamètre de la tuyère. La fente est de préférence disposée à une distance de la gorge, vers l'aval, compri- se entre un dixième et un sixième du diamètre extérieur de la gorge.
Selon une particularité de la présente invention, la structure de tuyère est de préférence telle qu'en vol à des nombres de Mach élevés, les gaz d'échappement se détendent de préférence dans la partie divergente
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jusqu'à occuper une aire sensiblement égale à l'aire frontale du moteur, et l'enveloppe du moteur est cylindrique et s'étend jusqu'à la sortie de la tuyère. De cette manière, la traînance provoquée par le moteur est sensi- blement réduite car, là où un courant d'air s'écoule sur l'enveloppe au cours du vol, cet écoulement est sensiblement un écoulement rectiligne.
Comme dans la demande antérieure susmentionnée, il est préférable que l'apport d'air sous pression soit obtenu par le soutirage au compresseur du moteur en un endroit convenable, dans le cas présent, à la sortie de re- foulement du compresseur ou à un étage intermédiaire. Cela peut aussi pré- senter l'effet favorable de réduire la possibilité de surcharge du compres- seur du moteur à de faibles vitesses de progression de l'avion. Cette par- ticularité de l'invention est spécialement avantageuse dans les moteurs à turbine à gaz, spécialement dans les moteurs à un seul arbre, destinés à la propulsion par jet d'avions à de grandes vitesses, dans lesquels le moteur est construit pour présenter le rendement maximum en vol à¯grande vitesse.
Lorsque c'est le cas, la vitesse de rotation corrigée, qui est définie com- me étant le quotient de la vitesse de rotation effective N par la racine carrée de la température de l'air T de l'entrée d'air du moteur, à une cer- taine valeur lorsque règnent les conditions d'établissement dans lesquelles la température d'entrée d'air est bien plus élevée, du fait de l'effet de foulage (pression dynamique), que la température ambiante au niveau du sol.
Il faut dès lors observer qu'à l'envol, lorsque la température de la prise d'air est approximativement la température de l'air ambiant, si la vitesse de rotation effective est maintenue sensiblement à la valeur de celle des conditions d'établissement, la vitesse de rotation corrigée est bien plus élevée que la valeur d'établissement et le moteur est davantage sujet à surcharge. Cette augmentation de la tendance à la surcharge est écartée par le soutirage de l'air d'un point approprié du compresseur, soutirage destiné à amener la tuyère à se comporter en tuyère convergente simple.
Une réalisation de l'invention est représentée dans le dessin sché- matique annexé à la présente description.
Dans le dessin, l'extrémité de sortie de la turbine du moteur est indiquée en 50 et l'enveloppe du moteur, qui est cylindrique, est indiquée en 51 L'enveloppe 51 du moteur s'étend au-delà de la turbine 50, jusqu'à l'extrémité de sortie d'une structure de tuyère d'échappement convergente- divergente.
La structure de tuyère d'échappement convergente-divergente com- prend une paroi extérieure de conduit ayant une partie tronconique amont 52, reliée à la paroi extérieure du conduit de sortie de turbine, et une se- conde partie tronconique 53 située immédiatement en aval de la partie a- mont 52, des deux parties 52, 53 étant reliées entre elles à leurs extrémi- tés de petit diamètre. La structure de tuyère comprend aussi une paroi in- térieure de conduit ayant des parties tronconiques amont et aval, respecti- vement 54, 55 qui sont jointes entre elles à leurs extrémités de grand dia- mètre.
L'extrémité de petit diamètre de la partie amont 54 est jointe à la paroi intérieure courbe du conduit de sortie de turbine, et l'extrémité de petit diamètre de la partie aval délimite une sortie circulaire de l'in- térieur de la paroi intérieure de conduit, Dans une variante, la partie aval de paroi 55 peut être complètement conique. Le plan de la jonction des parties amont et aval de paroi 5455 est situé dans le plan de la jonc- tion des parties de paroi 52, 53 de la paroi extérieure de conduit. Une gorge de tuyère 56 est ainsi formée dans le plan de la jonction des parties de paroi 52, 53 et 54, 55.
L'extrémité étroite de la partie aval 55 de la paroi intérieure de conduit s'étend en aval au-delà de l'extrémité aval de l'enveloppe de mo-
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teur 51 et au-delà de la partie aval 53 de la paroi extérieure de conduit,
La structure de tuyère décrite à ce point est conçue en vue du vol à des nombres de Mach élevés, c'est-à-dire à des nombres de Mach supérieurs à environ 1,1. On voit que l'extrémité aval de la partie de paroi aval divergente 53 de la paroi extérieure de conduit se termine à l'extrémité a- val de l'enveloppe de moteur 51 et il s'ensuit qu'en vol à grande vitesse, le courant des gaz d'échappement se détend jusqu'à occuper une aire sensi- blement égale à l'air frontale du moteur, par suite de quoi la traînance du moteur se trouve réduite.
Il est clair que, pour de petits nombres de Mach, une telle tuyè- re fonctionne avec un faible rendement et l'agencement suivant est employé pour faire fonctionner la tuyère sensiblement comme une tuyère convergente simple. Un collecteur 57 est prévu qui encercle la partie de paroi diver- gente 53 de la paroi extérieure de conduit et le collecteur 57 est alimenté en air sous pression par un tuyau d'alimentation 58- Un dispositif de sor- tie 59 est prévu du collecteur dans la partie divergente de la structure de tuyère de jet en un endroit situé à une distance de quelques pouce en aval de la gorge 56, de manière à injecter l'air sous pression soit radialement, soit avec une composante amont, dans la partie divergente de la structure de tuyère de jet.
La distance est de préférence d'environ 1/lOème du dia- mètre extérieur de la gorge 56. Le tuyau d'alimentation 58 est relié à un étage intermédiaire ou à la sortie de refoulement du compresseur du moteur, et un dispositif à vanne est prévu dans le tuyau pour régler le débit qui y passe. Dans les conditions de l'envol et en vol à des nombres de Mach pe- tits, l'apport de l'air sous pression du compresseur au collecteur est com- mencé par l'ouverture de la vanne et on croit que les jets d'air indiqués en 60 font dévier le courant des gaz d'échappement de manière qu'il décolle de la paroi extérieure de conduit en aval de la gorge 56, sensiblement de la manière indiquée par la ligne en pointillé 61.
Comme on l'observe, le rendement d'une tuyère convergente-divergente construite pour les vols à des nombres de Mach élevés, par exemple à M = 2,0, est bien plus faible, aux nombres de Mach existant par exemple lors de l'envol d'un avion, que les rendements que l'on peut obtenir avec une tuyère convergente simple et l'on trouve que l'injection d'une certaine quantité d'air, représente en- viron 10 % du débit de masse passant par la tuyère, rétablit le rendement et lui donne sensiblement la valeur que l'on peut obtenir avec la tuyère convergente simple. Cela peut représenter, par exemple, une augmentation de la poussée du moteur de 12% dans les conditions de l'envol.
REVENDICATIONS.
1. - Tuyère de jet comprenant une structure présentant une partie de tuyère convergente, suivie, dans le sens de l'écoulement des gaz d'échap- pement dans ladite partie, d'une partie de tuyère divergente,lesdites par- ties de tuyère se rencontrant à une gorge et ladite tuyère étant construite pour être employée dans des vols à des nombres de Mach élevés, ladite struc- ture comprenant une paroi périphérique de conduit, et un dispositif destiné à injecter l'air sous pression dans la partie de tuyère divergente de ma- nière à provoquer le décollement du courant des gaz d'échappement de la pa- roi périphérique de conduit, par suite de quoi la tuyère de jet se comporte en tuyère convergente simple convenant au fonctionnement à de petits nom- bres de Mach.
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The present invention relates to gas turbine engines and, more specifically, it relates to jet nozzles by which the exhaust gases from such engines pass to the atmosphere to produce propellant thrust.
In the earlier British Patent Application No. 12244/54, there is disclosed an improved construction of a variable effective section jet nozzle which comprises a structure having a throat whose effective section is the maximum effective section of the jet nozzle. jet, and a device for injecting jets of compressed air into the stream of exhaust gases, at or near the throat, so as to reduce the effective section of the jet nozzle.
In the two arrangements specifically described in this application, the device intended to inject compressed air into the stream of exhaust gases is placed upstream of the throat or at the location of the throat and, in each case, the compressed air is withdrawn from the compressor of the engine, in order to improve the operation of the engine in this way under conditions where it is desired to vary the effective section of the nozzle by the injection of compressed air.
According to the present invention, there is provided a jet nozzle comprising a structure having a converging nozzle part, followed, in the direction of the flow of the exhaust gases in said part, by a diverging nozzle part. , said nozzle portions meeting at a groove and said nozzle being constructed for use in high Mach number flights, said structure comprising a peripheral duct wall, and a device for injecting air under pressure in the diverging nozzle part so as to cause the separation of the exhaust gas stream from the peripheral duct wall, as a result of which the jet nozzle behaves as a single converging nozzle, suitable for operation at small numbers of flight Mach.
A converging-diverging nozzle is generally employed for flight at Mach numbers greater than about 1.1 and, when a nozzle is constructed for flight at Mach numbers greater than this value, it is inefficient when operating. at Mach numbers less than about 1.1. The injection of air under pressure at these small Mach numbers, carried out in the manner in accordance with the present invention, allows the nozzle to function effectively as a single converging nozzle.
According to a particular feature of the invention, the jet nozzle comprises inner and outer walls, so as to have the annular shape, the outer wall having substantially frustoconical converging and diverging parts, their narrow ends being at the groove and the wall. interior having substantially frustoconical divergent and converging portions, their wide ends meeting at the groove, and the device for injecting air comprises a circumferential slot located in the diverging portion of the outer wall. The slit is preferably substantially continuous.
Preferably, the injection of compressed air, intended to cause the separation of the stream of exhaust gases, is carried out at a location on the divergent part of the nozzle located a few inches downstream from the throat. The optimum location for injection can be determined by experience and is believed to vary with the diameter of the nozzle. The slot is preferably disposed at a distance from the groove, downstream, between one tenth and one sixth of the outer diameter of the groove.
According to a feature of the present invention, the nozzle structure is preferably such that in flight at high Mach numbers, the exhaust gases preferably expand in the diverging part.
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until it occupies an area substantially equal to the frontal area of the engine, and the casing of the engine is cylindrical and extends to the outlet of the nozzle. In this way, the drag caused by the engine is significantly reduced because, where an air current flows over the envelope during flight, this flow is substantially a rectilinear flow.
As in the aforementioned prior application, it is preferable that the supply of pressurized air is obtained by drawing off the compressor from the engine at a suitable location, in this case at the discharge outlet of the compressor or at a middle floor. It may also have the favorable effect of reducing the possibility of overloading the engine compressor at low forward speeds of the airplane. This peculiarity of the invention is especially advantageous in gas turbine engines, especially in single shaft engines, intended for the jet propulsion of airplanes at high speeds, in which the engine is constructed to present. maximum performance in flight at high speed.
When this is the case, the corrected rotational speed, which is defined as the quotient of the effective rotational speed N by the square root of the air temperature T of the engine air inlet , to a certain value when the establishment conditions prevail in which the air inlet temperature is much higher, due to the pressing effect (dynamic pressure), than the ambient temperature at ground level .
It should therefore be observed that when taking off, when the temperature of the air intake is approximately the temperature of the ambient air, if the effective speed of rotation is maintained approximately at the value of that of the conditions of establishment , the corrected rotational speed is much higher than the setting value, and the motor is more subject to overload. This increase in the tendency to overload is avoided by withdrawing air from an appropriate point of the compressor, which withdrawal is intended to cause the nozzle to behave as a single converging nozzle.
An embodiment of the invention is shown in the schematic drawing appended to the present description.
In the drawing, the outlet end of the engine turbine is indicated at 50 and the motor casing, which is cylindrical, is indicated at 51.The motor casing 51 extends beyond the turbine 50, to the outlet end of a converging-diverging exhaust nozzle structure.
The converging-diverging exhaust nozzle structure comprises an outer duct wall having an upstream frustoconical portion 52, connected to the outer wall of the turbine outlet duct, and a second frustoconical portion 53 located immediately downstream of the nozzle. the part a- mont 52, of the two parts 52, 53 being interconnected at their ends of small diameter. The nozzle structure also comprises an inner duct wall having upstream and downstream tapered portions, respectively 54, 55 which are joined together at their large diameter ends.
The small diameter end of the upstream portion 54 is joined to the curved inner wall of the turbine outlet duct, and the small diameter end of the downstream portion defines a circular outlet from the interior of the inner wall. of conduit, In a variant, the downstream part of the wall 55 may be completely conical. The plane of the junction of the upstream and downstream wall portions 5455 is in the plane of the junction of the wall portions 52, 53 of the outer duct wall. A nozzle groove 56 is thus formed in the plane of the junction of the wall portions 52, 53 and 54, 55.
The narrow end of the downstream portion 55 of the inner duct wall extends downstream beyond the downstream end of the casing of the pipe.
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tor 51 and beyond the downstream part 53 of the outer duct wall,
The nozzle structure described in this point is designed for flight at high Mach numbers, that is, Mach numbers greater than about 1.1. It can be seen that the downstream end of the diverging downstream wall portion 53 of the outer duct wall terminates at the a-val end of the engine casing 51 and it follows that in high speed flight, the exhaust gas stream expands to occupy an area approximately equal to the air at the front of the engine, whereby the engine drag is reduced.
It is clear that for small Mach numbers such a nozzle operates with low efficiency and the following arrangement is employed to operate the nozzle substantially as a single converging nozzle. A manifold 57 is provided which encircles the diverging wall portion 53 of the outer duct wall and the manifold 57 is supplied with pressurized air through a supply pipe 58. An outlet 59 is provided from the manifold. in the divergent part of the jet nozzle structure at a location a few inches downstream of the groove 56, so as to inject the pressurized air either radially or with an upstream component, into the divergent part of the jet nozzle structure.
The distance is preferably about 1/10 of the outer diameter of the groove 56. The supply pipe 58 is connected to an intermediate stage or to the discharge outlet of the compressor of the engine, and a valve device is provided. provided in the pipe to adjust the flow that passes through it. Under take-off conditions and in flight at small Mach numbers, the supply of pressurized air from the compressor to the manifold is initiated by opening the valve and it is believed that the jets d The air indicated at 60 deflects the flow of exhaust gas so that it emerges from the outer duct wall downstream of the groove 56, substantially as indicated by the dotted line 61.
As can be seen, the efficiency of a convergent-divergent nozzle built for flights at high Mach numbers, for example at M = 2.0, is much lower, at the Mach numbers existing for example during the 'flight of an airplane, that the efficiencies that can be obtained with a simple converging nozzle and it is found that the injection of a certain quantity of air, represents about 10% of the passing mass flow by the nozzle, restores the efficiency and gives it substantially the value that can be obtained with the simple converging nozzle. This may represent, for example, an increase in engine thrust of 12% under take-off conditions.
CLAIMS.
1. - Jet nozzle comprising a structure having a converging nozzle part, followed, in the direction of the flow of the exhaust gases in said part, by a divergent nozzle part, said nozzle parts meeting at a groove and said nozzle being constructed for use in high Mach number flights, said structure comprising a peripheral duct wall, and a device for injecting air under pressure into the nozzle portion divergent so as to cause separation of the exhaust gas stream from the peripheral duct wall, whereby the jet nozzle behaves as a single converging nozzle suitable for operation at small Mach numbers .