Moteur à réaction, notamment pour aéronef
La présente invention a pour objet un moteur à réaction, notamment pour aéronef.
Pour la propulsion des aéronefs, on a déjà proposé d'utiliser des moteurs à réaction comportant une tuyère d'évacuation des gaz orientale, permettant d'exercer une poussée en direction variable. Cette tuyère orientale, soumise à l'action des gaz chauds, est un organe lourd et encombrant, de sorte que sa mobilité pose des problèmes de construction délicats.
On a aussi proposé de prévoir plusieurs tuyères dirigées dans des directions différentes et pouvant être alimentées à volonté à partir d'un générateur de gaz, un distributeur étant prévu à l'aval du générateur pour amener les gaz à l'une ou l'autre des tuyères. Ce distributeur est alors soumis à l'action des gaz chauds, ce qui est un inconvénient majeur et complique sa fabrication.
L'invention vise à foumir un moteur à réaction comportant au moins deux tuyères et qui soit exempt des défauts susmentionnés des moteurs connus.
Le moteur à réaction selon l'invention est caractérisé en ce qu'il comporte des moyens compresseurs agencés pour alimenter en air comprimé au moins deux chambres de combustion comportant des sorties distinctes formées par au moins deux tuyères d'évacuation des gaz agencées pour engendrer des poussées de directions différentes, les gaz fournis par les chambres de combustion actionnant sur leur passage vers les tuyères des turbines entraînant les moyens compresseurs, et des moyens déflecteurs disposés sur le circuit de l'air compris entre les moyens compresseurs et les chambres de combustion et permettant de modifier la répartition de l'air fourni par les moyens compresseurs entre les chambres de combustion, en vue de modifier l'importance relative des poussées engendrées par les deux tuyères d'évacuation, et ainsi la direction de la poussée résultante.
Le dessin annexé représente, à titre d'exemple, une forme d'exécution du moteur à réaction objet de l'invention.
La fig. 1 en est une vue schématique, en coupe axiale.
Les fig. 2 et 3 en sont des vues partielles montrant deux positions de réglage différentes d'un organe déflecteur mobile.
Le moteur représenté comporte un double compresseur axial 1 à deux flux opposés convergeant, comprenant deux groupes de plusieurs étages 2 et 3 établis en parralèle. Ces deux groupes, identiques, refoulent l'air qu'ils compriment dans deux chambres de sortie cen trales contiguës 7 et 8, qui sont annulaires, séparées l'une de l'autre par un flasque directeur central 33 déviant les flux d'air radialement vers un passage de sortie annulaire 36 délimité entre les extrémités intérieures 35 et 34 des stators des deux groupes d'étages.
Le passage de sortie 36 communique a l aval avec deux conduits annulaires axiaux 9 et 10 débouchant respectivement dans deux chambres de combustion annulaires 11 et 12 entourant les deux groupes d'étages du compresseur.
A l'aval des chambres de combustion sont placées deux turbines suivies par deux tuyères d'évacuation 14 et 16.
Les roues des deux turbines 13 et 15 sont solidaires d'un arbre central 17 tournant dans quatre paliers 18, 19, 20 et 21, cet arbre 17 portant également les rotors des deux groupes d'étages du compresseur.
Le compresseur comporte une tubulure d'entrée axiale 26 et le retor de la turbine 13 comporte deux couronnes d'aubes intérieures concentriques 22 et 23 correspondant, la première avec l'entrée annulaire du groupe d'étages 2 du compresseur, et la seconde avec l'entrée annulaire d'un passage axial 27, 28 formé dans les rotors du compresseur, ce passage amenant l'air dévié par un flasque directeur 29 à l'entrée annulaire du groupe d'étages 3 du compresseur. Des ailettes 24 et 25 contribuent également à la propulsion de l'air dans les passages 27 et 28.
Des aubages directeurs 32 constituent le stator des turbines 13 et 15, et des cônes 31 et 30 sont prévus dans la tubulure d'entrée 26 et dans la tuyère d'évacuation 16.
Entre les deux conduits 9 et 10, est établi un organe déflecteur-obturateur constitué par un tiroir annulaire 4 mobile axialement. Le tiroir 4 comporte une nervure annulaire radiale intérieure 4a, dont la circonférence intérieure correspond au jeu près à la périphérie du flasque directeur central 33. La position axiale du tiroir 4 est commandée par des vérins 5 et 6.
Dans la position centrale du tiroir 4 représentée à la fig. 1, la nervure 4a est en face du flasque 33 et les deux flux d'air provenant des deux groupes d'étages du compresseur sont dirigés chacun vers l'une des chambres de combustion, et vers la tuyère d'évacuation correspondante.
Dans des positions extrêmes du tiroir 4 représentées respectivement aux fig. 2 et 3, la nervure 4a prend appui contre l'une ou l'autre des extrémités 34 et 35, de sorte que les deux flux sont alors dirigés vers une même chambre de combustion, et la tuyère d'évacuation correspondante. Pour des positions intermédiaires du tiroir 4, on peut obtenir d'autres répartitions du flux total entre les deux chambres de combustion, et par conséquent entre les deux tuyères d'évacuation.
Le mécanisme commandant la position du tiroir 4 est relié au dispositif (non représenté) d'alimentation en combustible des chambres de combustion, de manière à maitenir un régime de combustion favorable pour chaque chambre de combustion pour toute position du tiroir.
Lorsque le moteur est installé sur un aéronef, la tuyère d'évacuation 16 disposée dans l'axe du compresseur, comme la tubulure d'aspiration 26, constitue, par exemple, une tuyère de propulsion, tandis que la tuyère 14 débouchant perpendiculairement à cet axe constitue, par exemple, une tuyère de sustentation.
Lorsque le tiroir 4 est en position centrale, les flux fournis à ces deux tuyères exerçant des poussées de directions horizontale et verticale sont approximativement égaux.
En modifiant la position du tiroir 4, on peut modifier à volonté la proportion de gaz dirigée vers chacune des deux tuyères, pour modifier à volonté la direction de la poussée résultante, dans l'angle compris entre les deux directions des tuyères.
Ainsi pour la position du tiroir 4 représentée à la fig.
2, la poussée de propulsion engendrée par la tuyère 16 sera seule présente, tandis que la poussée de sustentation sera nulle.
A l'inverse, pour la position du tiroir 4 représentée à la fig. 3, la poussée de sustentation engendrée par la tuyère 14 sera seule présente, tandis que la poussée de propulsion sera nulle.
Il est à noter que le flux total des moyens compresseurs peut être amené à l'une ou l'autre des tuyères.
Du fait de l'emploi d'un compresseur double, I'or- gane déflecteur-obturateur 4 peut être placé en position centrale. Il n'alourdit que très peu le moteur et son dispositif de commande situé à l'extérieur reste facilement accessible. Le tiroir 4 est en outre situé dans une zone relativement froide du moteur.
Le moteur représenté, destiné notamment à la propulsion d'un aéronef, permet des variations simultanées et progressives des poussées des deux tuyères, entre des valeurs minimum et maximum, pratiquement sans poids morts supplémentaires. Ces conditions d'emploi sont très favorables pour un avion même supersonique équipé d'un tel moteur, donnant de précieuses possibilités de décollage et d'atterrissage sur terrains très courts, sans pistes bétonnées et avec un maximum de sécurité.
Dans une variante, les chambres de combustion 1 1 et 12 peuvent être remplacées chacune par plusieurs chambres de combustion établies en parallèles.
On note que le moteur représenté est d'une construction compacte. Lorsqu'il est monté sur un avion et que les tuyères 16 et 14 sont utilisées respectivement pour la propulsion et pour la sustentation, on fera de préférence coïncider le centre de gravité général de l'avion avec la ligne d'action de la poussée de sustentation, pour obtenir un bon équilibre de l'aéronef pendant ses évolutions.
Dans des variantes, les moyens compresseurs peuvent être constitués par un ou plusieurs compresseurs d'autres types.
Jet engine, especially for aircraft
The present invention relates to a jet engine, in particular for an aircraft.
For the propulsion of aircraft, it has already been proposed to use jet engines comprising an eastern gas discharge nozzle, making it possible to exert thrust in variable direction. This oriental nozzle, subjected to the action of hot gases, is a heavy and bulky member, so that its mobility poses difficult construction problems.
It has also been proposed to provide several nozzles directed in different directions and which can be supplied at will from a gas generator, a distributor being provided downstream of the generator to bring the gases to one or the other. nozzles. This distributor is then subjected to the action of hot gases, which is a major drawback and complicates its manufacture.
The invention aims to provide a jet engine comprising at least two nozzles and which is free from the aforementioned defects of known engines.
The jet engine according to the invention is characterized in that it comprises compressor means arranged to supply compressed air to at least two combustion chambers comprising separate outlets formed by at least two gas discharge nozzles arranged to generate air. thrusts from different directions, the gases supplied by the combustion chambers actuating on their passage to the nozzles of the turbines driving the compressor means, and deflector means arranged on the air circuit between the compressor means and the combustion chambers and making it possible to modify the distribution of the air supplied by the compressor means between the combustion chambers, with a view to modifying the relative importance of the thrusts generated by the two exhaust nozzles, and thus the direction of the resulting thrust.
The appended drawing represents, by way of example, an embodiment of the jet engine which is the subject of the invention.
Fig. 1 is a schematic view thereof, in axial section.
Figs. 2 and 3 are partial views showing two different adjustment positions of a movable deflector member.
The engine shown comprises a double axial compressor 1 with two converging opposing flows, comprising two groups of several stages 2 and 3 established in parallel. These two groups, which are identical, deliver the air which they compress into two contiguous central outlet chambers 7 and 8, which are annular, separated from one another by a central directing flange 33 deviating the air flows. radially towards an annular outlet passage 36 delimited between the inner ends 35 and 34 of the stators of the two groups of stages.
The outlet passage 36 communicates downstream with two axial annular ducts 9 and 10 opening respectively into two annular combustion chambers 11 and 12 surrounding the two groups of stages of the compressor.
Downstream of the combustion chambers are placed two turbines followed by two exhaust nozzles 14 and 16.
The wheels of the two turbines 13 and 15 are integral with a central shaft 17 rotating in four bearings 18, 19, 20 and 21, this shaft 17 also carrying the rotors of the two groups of stages of the compressor.
The compressor comprises an axial inlet manifold 26 and the backwash of the turbine 13 comprises two rings of concentric inner vanes 22 and 23 corresponding, the first with the annular inlet of the group of stages 2 of the compressor, and the second with the annular inlet of an axial passage 27, 28 formed in the rotors of the compressor, this passage bringing the air deflected by a directing flange 29 to the annular inlet of the group of stages 3 of the compressor. Fins 24 and 25 also help propel air through passages 27 and 28.
Direction vanes 32 constitute the stator of the turbines 13 and 15, and cones 31 and 30 are provided in the inlet pipe 26 and in the discharge nozzle 16.
Between the two conduits 9 and 10, is established a deflector-shutter member consisting of an annular slide 4 movable axially. The spool 4 comprises an internal radial annular rib 4a, the internal circumference of which corresponds to the clearance close to the periphery of the central steering flange 33. The axial position of the spool 4 is controlled by jacks 5 and 6.
In the central position of the drawer 4 shown in FIG. 1, the rib 4a is opposite the flange 33 and the two air flows coming from the two groups of stages of the compressor are each directed towards one of the combustion chambers, and towards the corresponding discharge nozzle.
In extreme positions of the drawer 4 shown respectively in FIGS. 2 and 3, the rib 4a bears against one or the other of the ends 34 and 35, so that the two flows are then directed towards the same combustion chamber, and the corresponding exhaust nozzle. For intermediate positions of the spool 4, it is possible to obtain other distributions of the total flow between the two combustion chambers, and consequently between the two discharge nozzles.
The mechanism controlling the position of the spool 4 is connected to the device (not shown) for supplying fuel to the combustion chambers, so as to maintain a favorable combustion regime for each combustion chamber for any position of the spool.
When the engine is installed on an aircraft, the discharge nozzle 16 disposed in the axis of the compressor, like the suction pipe 26, constitutes, for example, a propulsion nozzle, while the nozzle 14 opening perpendicularly to this axis constitutes, for example, a lift nozzle.
When the drawer 4 is in the central position, the flows supplied to these two nozzles exerting thrusts in horizontal and vertical directions are approximately equal.
By modifying the position of the spool 4, the proportion of gas directed towards each of the two nozzles can be modified at will, in order to modify the direction of the resulting thrust at will, in the angle between the two directions of the nozzles.
Thus for the position of the drawer 4 shown in FIG.
2, only the propulsion thrust generated by the nozzle 16 will be present, while the lift thrust will be zero.
Conversely, for the position of the drawer 4 shown in FIG. 3, the lift thrust generated by the nozzle 14 will be the only one present, while the propulsion thrust will be zero.
It should be noted that the total flow of the compressor means can be brought to one or the other of the nozzles.
Due to the use of a double compressor, the deflector-shutter member 4 can be placed in a central position. It does not weigh down the engine very much and its control device located on the outside remains easily accessible. The spool 4 is also located in a relatively cold area of the engine.
The engine shown, intended in particular for propelling an aircraft, allows simultaneous and progressive variations in the thrusts of the two nozzles, between minimum and maximum values, practically without additional dead weight. These conditions of use are very favorable for an airplane, even supersonic equipped with such an engine, giving valuable take-off and landing possibilities on very short terrain, without concrete runways and with maximum safety.
Alternatively, the combustion chambers 1 1 and 12 can each be replaced by several combustion chambers established in parallel.
Note that the motor shown is of a compact construction. When it is mounted on an airplane and the nozzles 16 and 14 are used respectively for propulsion and for lift, the general center of gravity of the airplane is preferably made to coincide with the line of action of the thrust of lift, to obtain a good balance of the aircraft during its movements.
In variants, the compressor means may be constituted by one or more compressors of other types.