EP1766219A1 - Cooling device for the primary nozzle of a dual-flow turbojet engine - Google Patents

Cooling device for the primary nozzle of a dual-flow turbojet engine

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Publication number
EP1766219A1
EP1766219A1 EP05773042A EP05773042A EP1766219A1 EP 1766219 A1 EP1766219 A1 EP 1766219A1 EP 05773042 A EP05773042 A EP 05773042A EP 05773042 A EP05773042 A EP 05773042A EP 1766219 A1 EP1766219 A1 EP 1766219A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wall
flow
engine
cooling
cooling air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP05773042A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Thierry Jacques Albert Le Docte
Laurent Marcel Vigogne
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Publication of EP1766219A1 publication Critical patent/EP1766219A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates, firstly, to a turbofan engine used in the field of aeronautics, and secondly, to a primary nozzle equipping such a turbojet engine.
  • a turbojet engine comprising a motor housed completely in a tubular nacelle whose internal wall defines with the engine casing an annular passage in which flows a secondary flow delivered by a blower.
  • This nacelle has an air inlet upstream of the engine, thrust reversal means in its middle section, and a common ejection nozzle primary flow and secondary flow whose output is located downstream of the engine.
  • Means for cooling the common nozzle are provided, especially when the thrust reverser means are in the position during which the secondary flow is deflected outwards and towards the front of the nacelle, this flow no longer sweeping the wall external of said common nozzle.
  • Such an arrangement ultimately allows to choose a less dense material to achieve the common nozzle.
  • the primary nozzles usually employed are constituted by means of an outer wall and an inner wall respectively made of titanium and inconel, an alloy of Ni-Cr-Fe austenitic, because of the good performance in temperature and good intrinsic mechanical properties of these materials.
  • the present invention aims to solve the problem mentioned above, and for this consists of a turbofan engine comprising a motor housed in a nacelle, said engine having a housing defining with the nacelle an annular passage in which can flow a secondary flow delivered by a blower located upstream of the engine, a primary nozzle being fixed to the casing downstream of the engine and having, on the one hand, an inner wall adapted to channel a main flow; heat delivered by the engine, and secondly, an outer wall in contact with the secondary flow, characterized in that acoustic attenuation means equip at least a portion of the inner wall, and in that the outer wall comprises means for cooling the inner wall.
  • the presence of means for cooling the internal wall allows the use of lower density materials but less heat resistant to achieve the primary nozzle. This ultimately makes it possible to compensate for the additional mass resulting from the integration of the acoustic attenuation means into the internal wall.
  • the means for cooling the inner wall comprise at least one cooling air withdrawal means.
  • each means for withdrawing cooling air is produced using a scoop fitted into the outer wall and designed to take a flow of air from the secondary flow.
  • the inner wall comprises a sheet provided with a cooling air distribution means along the inner wall.
  • each cooling air sampling means is then brought to the level of the dispensing means, advantageously made in the form of a drilling pattern in the sheet, to then lick the surface of the inner wall, which ultimately protects the latter from the hot main flow delivered by the engine.
  • the acoustic attenuation means equipping the inner wall are made in the form of a sandwich panel disposed downstream of the cooling air distribution means.
  • the means for cooling the inner wall may comprise at least one channeling means arranged between a cooling air sampling means and a cooling air distribution means.
  • the present invention also relates to a primary nozzle intended to be positioned downstream of a motor equipping an aircraft, characterized in that it comprises an outer wall provided with means for cooling an inner wall provided with acoustic attenuation means.
  • the means for cooling the inner wall advantageously comprise at least one cooling air withdrawal means.
  • the latter is preferably made using a scoop arranged in the outer wall and designed to take a flow of air from the secondary flow.
  • the inner wall comprises a sheet provided with a cooling air distribution means located upstream of the acoustic attenuation means.
  • the acoustic attenuation means equipping the inner wall are advantageously made in the form of a sandwich panel disposed downstream of the cooling air distribution means.
  • the means for cooling the inner wall comprise at least one channeling means arranged between a cooling air sampling means and a cooling air distribution means.
  • FIG. 1 is a diagrammatic sectional view of a turbojet engine equipped with a primary nozzle.
  • Figure 2 is a partial schematic sectional view of a primary nozzle according to a first embodiment of the invention.
  • Figure 3 is an enlarged partial view of the nozzle of Figure 2.
  • Figure 4 is a front perspective view of a primary nozzle according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 5 is a side view of the nozzle of Figure 4.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of the nozzle of FIG. 4.
  • FIG. 7 is a perspective view of a scoop equipping the nozzle of FIG. 4.
  • FIG. 8 is a view from above of the scoop of FIG. 7.
  • FIG. 9 is a sectional view of the scoop of FIG. 7.
  • a turbojet engine 1 as shown in FIG. 1, generally comprises a nacelle 2 surrounding a double-flow engine 3 comprising a combustion chamber 3b.
  • this engine 3 By means of blades of a blower 3a in rotation, this engine 3 generates at the outlet of the nacelle 2 two air flows, namely a hot air flow 4 from the combustion chamber 3b, and a cold air flow 5, said secondary flow, which flows outside the engine between an inner wall 7 of the nacelle 2 and an outer wall of a cover 8 surrounding the engine 3.
  • the air flow Hot 4 thus has a high temperature, located around 750 0 C, while the cold stream 5 has a much lower temperature, located at about 100 0 C.
  • the primary nozzle 6 comprises an inner wall 9, swept by the hot air flow 4, and an outer wall 10 along which the cold air flow 5 flows.
  • internal wall 9 and the outer wall 10 meet at the rear of the primary nozzle 6 and are connected to the front by a stiffener 11.
  • the walls 9, 10, 11 thus define an interior space 12.
  • the attachment of the primary nozzle 6 to the rear of the engine 3 is carried out by means of a fastening flange 13 extending the inner wall 9 and screwed to a fastening flange 14 of the engine 3.
  • the outer wall 10 extends slightly upstream beyond the stiffener 11 and is terminated by an angle 15 not bonded to the stiffener 11 and formed of flexible strips intended to ensure the junction with the downstream end of the cover 8.
  • the outer wall 10 is made under the form of a sheet in beta21 s in which are formed openings 16 for each receiving a bailer fixed by nuts 17.
  • the openings 16 are made to be located at about 45 ° on either side of the point anchoring of the nacelle 2 and the engine 3.
  • the beta21s is a titanium alloy commercially available under the name TIMETAL21S from TIMET. This material is particularly suitable for aeronautical construction because of its good mechanical properties and its low density, approximately equal to half the density of the inconel. The use of this material therefore allows a very significant mass gain.
  • the fixing flanges 13, 14 and the stiffener 11 being directly exposed to the flow of hot air 4 at the outlet of the combustion chamber 3b, they are always made in inconel.
  • inconel and beta21s are materials given solely by way of example as they are commonly used in this field, the device according to the invention being absolutely not limited to the use of these materials.
  • the scoops are static scoops 20, so called because they do not exceed the aerodynamic flow lines of the cold air flow 5 along the outer wall 10 of the primary nozzle 6.
  • a static scoop 20 comprises, on the one hand, a frame 21 defining an opening 22 and having two lateral lugs 23 intended to be traversed by the nuts 17 to fix the static scoop 20 to the wall 10, and on the other hand, a wall inclined 24 relative to the plane of the frame 21 and for directing the flow of cold air 5 penetrating into the static scoop 20.
  • This inclined wall 24 is connected to the front of the 21, in the direction of the flow of the cold air stream 5, and is bordered by side walls 25. The length and inclination of this inclined wall 24 are of course adapted to capture and orient an adequate amount of cold air flow id 5
  • the scoops are dynamic scoops 30.
  • a scoop dynamic 30 differs from a scoop static 20 only in that it has a crown 31 covering a part downstream of the frame 21 and protruding aerodynamic lines. This top 31 has a ridge 32 profiled so as to block the flow of cold air 5 and guide it towards the opening 22.
  • the choice between a static scoop 20 and a dynamic scoop 30 will be made according to the amount of cold air flow 5 they can capture and the need for pressurization of the interior space 12 of the primary nozzle 6.
  • the inner wall 9 is also made from a sheet 40 in beta 21s, lighter than inconel but less resistant to high temperatures. However, as explained above, the inner wall 9 is intended to be in contact with the flow of hot air 4. It is therefore undesirable to expose it directly to the contact with the hot flow without providing a cooling system.
  • the sheet 40 has, on the one hand, a ventilation zone 41 in which openings 42 are formed in a suitable drilling pattern. These openings form a cooling air distribution means.
  • the sheet 40 also has an acoustic attenuation zone 43 situated downstream of the aeration zone 41 with respect to the direction of the hot air flow 4, comprising a acoustic sandwich panel 44 oriented towards the hot air flow 4.
  • beta 21s The mass gain achieved by using beta 21s allows the establishment of this sandwich panel 44 which, if it had been made in inconel, would have too heavy the structure.
  • the flow of hot air 4 flows, at the outlet of the combustion chamber 3b, inside the primary nozzle 6 along the bottom wall 9 while the cold air flow 5, after its passage passage between the inner wall 7 of the nacelle 2 and the outer wall of the cover 8, flows outside the primary nozzle 6 along the upper wall 10.
  • the cold air flow 5 meets the static or dynamic scoops 30, according to the embodiment, and enters the interior space 12 which it increases the pressure.
  • the flow of the hot air flow 4 creates a depression at the openings 42 of the ventilation zone 41 causing the escape of the cold air present in the interior space 12 to higher pressure. This is then driven along the bottom wall 9 and forms a layer of cold fluid between the latter and the flow of hot air 4.
  • the piercing pattern formed by the openings 42 is designed in such a way that the cold air present in the interior space 12 escapes and flows as close as possible to the bottom wall 9.
  • the interior space 12 which fulfills the role of channeling means between the static or dynamic scoops 30 and the openings 42.
  • a specific channeling means such as a pipe making this connection.
  • the volume of the channeling means being smaller, the pressurization will be easier and a static scoop 20 may be sufficient where a dynamic scoop 30 was needed.
  • the described embodiments show the realization of a drilling pattern. It should be understood that it is also possible to provide other forms of openings, such as slots, or multiple openings each associated with a channeling means clean.
  • the term drilling pattern must therefore be defined globally with respect to the distribution of all the cold air supplied at the level of the lower wall 9 and not individually with respect to a given pipe means.

Landscapes

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

The invention relates to a dual-flow (4, 5) turbojet engine (1) comprising an engine (3) which is disposed in a nacelle (2) and is provided with case which defines jointly with the said nacelle an annular passage through which a secondary flow (5) supplied by a fan (3a) placed upstream of the engine can flow, a primary nozzle (6) which is fixed to the case downstream of the engine, an internal wall (9) for guiding the main hot flow (4) supplied by the engine and an external wall (10) contacting the secondary flow. Said invention is characterised in that sound attenuating means (43) is provided for at least one part of the internal wall and the external wall is provided with means for cooling said internal wall.

Description

DISPOSITIF DE REFROIDISSEMENT DE LA TUYERE PRIMAIRE D'UN TURBOREACTEUR DOUBLE FLUX COOLING DEVICE FOR THE PRIMARY PIPE OF A DOUBLE FLOW TURBOREACTOR
La présente invention se rapporte, d'une part, à un turboréacteur à double flux utilisé dans le domaine de l'aéronautique, et d'autre part, à une tuyère primaire équipant un tel turboréacteur.The present invention relates, firstly, to a turbofan engine used in the field of aeronautics, and secondly, to a primary nozzle equipping such a turbojet engine.
Il est déjà connu, d'après le document FR 2 834 533, de réaliser un turboréacteur à double flux comportant un moteur logeant complètement dans une nacelle tubulaire dont la paroi interne définit avec le carter du moteur un passage annulaire dans lequel s'écoule un flux secondaire délivré par une soufflante. Cette nacelle présente une entrée d'air en amont du moteur, des moyens d'inversion de poussée dans sa section médiane, et une tuyère commune d'éjection du flux primaire et du flux secondaire dont la sortie est située en aval du moteur. Des moyens pour refroidir la tuyère commune sont prévus, notamment lorsque les moyens d'inversion de poussée sont dans la position durant laquelle le flux secondaire est dévié vers l'extérieur et vers l'avant de la nacelle, ce flux ne balayant plus la paroi externe de ladite tuyère commune. Un tel aménagement permet en finalité de choisir un matériau moins dense pour réaliser la tuyère commune.It is already known, according to document FR 2 834 533, to produce a turbojet engine comprising a motor housed completely in a tubular nacelle whose internal wall defines with the engine casing an annular passage in which flows a secondary flow delivered by a blower. This nacelle has an air inlet upstream of the engine, thrust reversal means in its middle section, and a common ejection nozzle primary flow and secondary flow whose output is located downstream of the engine. Means for cooling the common nozzle are provided, especially when the thrust reverser means are in the position during which the secondary flow is deflected outwards and towards the front of the nacelle, this flow no longer sweeping the wall external of said common nozzle. Such an arrangement ultimately allows to choose a less dense material to achieve the common nozzle.
Cependant, si une solution a été proposée afin de réduire la masse globale de la tuyère commune employée dans un turboréacteur de ce type, il n'en demeure pas moins que, afin de se conformer aux normes internationales établies par les avionneurs, l'homme du métier est toujours à la recherche d'un turboréacteur équipé d'une tuyère primaire, positionnée en aval du moteur, dont l'atténuation acoustique est renforcée et la masse globale limitée autant que possible. En effet, les tuyères primaires habituellement employées sont constituées à l'aide d'une paroi externe et d'une paroi interne réalisées respectivement en titane et en inconel, un alliage de Ni-Cr-Fe austénitique, du fait de la bonne tenue en température et des bonnes caractéristiques mécaniques intrinsèques de ces matériaux. Cependant, la masse globale d'une telle tuyère primaire étant élevée, il en découle que l'incorporation de moyens d'atténuation acoustique supplémentaires est difficilement envisageable. La présente invention a pour but de résoudre le problème évoqué précédemment, et pour cela consiste en un turboréacteur à double flux comprenant un moteur logé dans une nacelle, ledit moteur comportant un carter définissant avec la nacelle un passage annulaire dans lequel peut s'écouler un flux secondaire délivré par une soufflante située en amont du moteur, une tuyère primaire étant fixée sur le carter en aval du moteur et comportant, d'une part, une paroi interne apte à canaliser un flux principal chaud délivré par le moteur, et d'autre part, une paroi externe au contact du flux secondaire, caractérisé en ce que des moyens d'atténuation acoustique équipent au moins une partie de la paroi interne, et en ce que la paroi externe comporte des moyens pour refroidir la paroi interne. Ainsi, dans un turboréacteur selon l'invention, la présence de moyens pour refroidir la paroi interne autorise l'emploi de matériaux de densité plus faible mais moins résistant à la chaleur pour réaliser la tuyère primaire. Ceci permet en finalité de compenser la masse supplémentaire découlant de l'intégration des moyens d'atténuation acoustique dans la paroi interne. Selon un mode de réalisation préférée, les moyens pour refroidir la paroi interne comprennent au moins un moyen de prélèvement d'air de refroidissement. De préférence, chaque moyen de prélèvement d'air de refroidissement est réalisé à l'aide d'une écope aménagée dans la paroi externe et conçue pour prélever un débit d'air provenant du flux secondaire. De façon avantageuse, la paroi interne comprend une tôle pourvue d'un moyen de distribution d'air de refroidissement le long de la paroi interne. L'air capté par chaque moyen de prélèvement d'air de refroidissement est alors amené au niveau du moyen de distribution, avantageusement réalisé sous la forme d'un motif de perçage dans la tôle, pour ensuite venir lécher la surface de la paroi interne, ce qui en définitive permet de protéger cette dernière du flux principal chaud délivré par le moteur.However, if a solution has been proposed to reduce the overall mass of the common nozzle used in a turbojet engine of this type, the fact remains that, in order to comply with international standards established by aircraft manufacturers, the man the craft is still looking for a turbojet engine equipped with a primary nozzle, positioned downstream of the engine, whose acoustic attenuation is enhanced and the overall mass limited as much as possible. Indeed, the primary nozzles usually employed are constituted by means of an outer wall and an inner wall respectively made of titanium and inconel, an alloy of Ni-Cr-Fe austenitic, because of the good performance in temperature and good intrinsic mechanical properties of these materials. However, the overall mass of such a primary nozzle is high, it follows that the incorporation of additional acoustic attenuation means is difficult to envisage. The present invention aims to solve the problem mentioned above, and for this consists of a turbofan engine comprising a motor housed in a nacelle, said engine having a housing defining with the nacelle an annular passage in which can flow a secondary flow delivered by a blower located upstream of the engine, a primary nozzle being fixed to the casing downstream of the engine and having, on the one hand, an inner wall adapted to channel a main flow; heat delivered by the engine, and secondly, an outer wall in contact with the secondary flow, characterized in that acoustic attenuation means equip at least a portion of the inner wall, and in that the outer wall comprises means for cooling the inner wall. Thus, in a turbojet according to the invention, the presence of means for cooling the internal wall allows the use of lower density materials but less heat resistant to achieve the primary nozzle. This ultimately makes it possible to compensate for the additional mass resulting from the integration of the acoustic attenuation means into the internal wall. According to a preferred embodiment, the means for cooling the inner wall comprise at least one cooling air withdrawal means. Preferably, each means for withdrawing cooling air is produced using a scoop fitted into the outer wall and designed to take a flow of air from the secondary flow. Advantageously, the inner wall comprises a sheet provided with a cooling air distribution means along the inner wall. The air captured by each cooling air sampling means is then brought to the level of the dispensing means, advantageously made in the form of a drilling pattern in the sheet, to then lick the surface of the inner wall, which ultimately protects the latter from the hot main flow delivered by the engine.
Préférentiellement, les moyens d'atténuation acoustique équipant la paroi interne sont réalisés sous la forme d'un panneau sandwich disposé en aval du moyen de distribution d'air de refroidissement. Selon une variante de réalisation de l'invention, les moyens pour refroidir la paroi interne peuvent comprendre au moins un moyen de canalisation disposé entre un moyen de prélèvement d'air de refroidissement et un moyen de distribution d'air de refroidissement.Preferably, the acoustic attenuation means equipping the inner wall are made in the form of a sandwich panel disposed downstream of the cooling air distribution means. According to an alternative embodiment of the invention, the means for cooling the inner wall may comprise at least one channeling means arranged between a cooling air sampling means and a cooling air distribution means.
La présente invention se rapporte également à une tuyère primaire destinée à être positionnée en aval d'un moteur équipant un aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend une paroi externe dotée de moyens pour refroidir une paroi interne dotée de moyens d'atténuation acoustique.The present invention also relates to a primary nozzle intended to be positioned downstream of a motor equipping an aircraft, characterized in that it comprises an outer wall provided with means for cooling an inner wall provided with acoustic attenuation means.
Selon l'invention, les moyens pour refroidir la paroi interne comprennent avantageusement au moins un moyen de prélèvement d'air de refroidissement. De plus, ce dernier est de préférence réalisé à l'aide d'une écope aménagée dans la paroi externe et conçue pour prélever un débit d'air provenant du flux secondaire.According to the invention, the means for cooling the inner wall advantageously comprise at least one cooling air withdrawal means. In addition, the latter is preferably made using a scoop arranged in the outer wall and designed to take a flow of air from the secondary flow.
Préférentiellement, la paroi interne comprend une tôle pourvue d'un moyen de distribution d'air de refroidissement situé en amont des moyens d'atténuation acoustique.Preferably, the inner wall comprises a sheet provided with a cooling air distribution means located upstream of the acoustic attenuation means.
Par ailleurs, les moyens d'atténuation acoustique équipant la paroi interne sont avantageusement réalisés sous la forme d'un panneau sandwich disposé en aval du moyen de distribution d'air de refroidissement.Furthermore, the acoustic attenuation means equipping the inner wall are advantageously made in the form of a sandwich panel disposed downstream of the cooling air distribution means.
Selon une variante de réalisation de l'invention, les moyens pour refroidir la paroi interne comprennent au moins un moyen de canalisation disposé entre un moyen de prélèvement d'air de refroidissement et un moyen de distribution d'air de refroidissement.According to an alternative embodiment of the invention, the means for cooling the inner wall comprise at least one channeling means arranged between a cooling air sampling means and a cooling air distribution means.
L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-après en regard du dessin annexé dans lequel : La figure 1 est une vue schématique en coupe d'un groupe turboréacteur équipé d'une tuyère primaire.The invention will be better understood with the aid of the detailed description which is explained below with reference to the appended drawing in which: FIG. 1 is a diagrammatic sectional view of a turbojet engine equipped with a primary nozzle.
La figure 2 est une vue schématique partielle en coupe d'une tuyère primaire selon un premier mode de réalisation de l'invention.Figure 2 is a partial schematic sectional view of a primary nozzle according to a first embodiment of the invention.
La figure 3 est une vue partielle agrandie de la tuyère de la figure 2. La figure 4 est une vue en perspective frontale d'une tuyère primaire selon un deuxième mode de réalisation de l'invention.Figure 3 is an enlarged partial view of the nozzle of Figure 2. Figure 4 is a front perspective view of a primary nozzle according to a second embodiment of the invention.
La figure 5 est une vue de côté de la tuyère de la figure 4.Figure 5 is a side view of the nozzle of Figure 4.
La figure 6 est une vue en coupe transversale de la tuyère de la figure 4. La figure 7 est une vue en perspective d'une écope équipant la tuyère de la figure 4.FIG. 6 is a cross-sectional view of the nozzle of FIG. 4. FIG. 7 is a perspective view of a scoop equipping the nozzle of FIG. 4.
La figure 8 est une vue de dessus de l'écope de la figure 7.FIG. 8 is a view from above of the scoop of FIG. 7.
La figure 9 est une vue en coupe de l'écope de la figure 7.FIG. 9 is a sectional view of the scoop of FIG. 7.
Un turboréacteur 1 , tel que représenté à la figure 1 , comprend de manière générale une nacelle 2 entourant un moteur 3 double flux comprenant une chambre de combustion 3b.A turbojet engine 1, as shown in FIG. 1, generally comprises a nacelle 2 surrounding a double-flow engine 3 comprising a combustion chamber 3b.
Par l'intermédiaire de pâles d'une soufflante 3a en rotation, ce moteur 3 génère à la sortie de la nacelle 2 deux flux d'air, à savoir un flux d'air chaud 4 issu de la chambre de combustion 3b, et un flux d'air froid 5, dit flux secondaire, qui circule à l'extérieur du moteur entre une paroi interne 7 de la nacelle 2 et une paroi externe d'un capot 8 entourant le moteur 3. Le flux d'air chaud 4 possède donc une température élevée, située aux alentours de 7500C, tandis que le flux froid 5 possède une température nettement inférieure, située aux alentours de 1000C.By means of blades of a blower 3a in rotation, this engine 3 generates at the outlet of the nacelle 2 two air flows, namely a hot air flow 4 from the combustion chamber 3b, and a cold air flow 5, said secondary flow, which flows outside the engine between an inner wall 7 of the nacelle 2 and an outer wall of a cover 8 surrounding the engine 3. The air flow Hot 4 thus has a high temperature, located around 750 0 C, while the cold stream 5 has a much lower temperature, located at about 100 0 C.
Ces deux flux 4, 5 sont éjectés du turboréacteur 1 par l'arrière de la nacelle 2. Plus précisément, le flux d'air chaud 4 est éjecté à travers une tuyère d'éjection, appelée tuyère primaire 6, fixée en sortie de la chambre de combustion 3b.These two flows 4, 5 are ejected from the turbojet engine 1 from the rear of the nacelle 2. More precisely, the flow of hot air 4 is ejected through an ejection nozzle, called the primary nozzle 6, fixed at the outlet of the combustion chamber 3b.
Comme représenté aux figures 2, 3, la tuyère primaire 6 comprend une paroi interne 9, balayée par le flux d'air chaud 4, et une paroi externe 10, le long de laquelle s'écoule le flux d'air froid 5. La paroi interne 9 et la paroi externe 10 se rejoignent à l'arrière de la tuyère primaire 6 et sont reliées à l'avant par un raidisseur 11. Les parois 9, 10, 11 délimitent ainsi un espace intérieur 12.As shown in FIGS. 2 and 3, the primary nozzle 6 comprises an inner wall 9, swept by the hot air flow 4, and an outer wall 10 along which the cold air flow 5 flows. internal wall 9 and the outer wall 10 meet at the rear of the primary nozzle 6 and are connected to the front by a stiffener 11. The walls 9, 10, 11 thus define an interior space 12.
La fixation de la tuyère primaire 6 à l'arrière du moteur 3 est réalisée au moyen d'une bride de fixation 13 prolongeant la paroi interne 9 et vissée à une bride de fixation 14 du moteur 3. Par ailleurs, la paroi externe 10 se prolonge légèrement ver l'amont au-delà du raidisseur 11 et est terminé par une cornière 15 non liée au raidisseur 11 et formée de lamelles flexibles destinées à assurer la jonction avec l'extrémité aval du capot 8. La paroi externe 10 est réalisée sous la forme d'une tôle en beta21 s dans laquelle sont pratiquées des ouvertures 16 destinées à recevoir chacune une écope fixée par des écrous 17. Les ouvertures 16 sont réalisées de manière à être situées à environ 45° de part et d'autre du point d'ancrage de la nacelle 2 et du moteur 3. Le beta21s est un alliage de titane commercialement disponible sous le nom de TIMETAL21S auprès de la société TIMET. Ce matériau est particulièrement adapté à la construction aéronautique en raison de ses bonnes propriétés mécaniques et de sa faible densité, environ égale à la moitié de la densité de l'inconel. L'utilisation de ce matériau permet donc un gain en masse très significatif. Cependant, les brides de fixation 13, 14 et le raidisseur 11 étant directement exposés au flux d'air chaud 4 en sortie de la chambre de combustion 3b, ils sont toujours réalisés en inconel. Par ailleurs, il doit être bien compris que l'inconel et le beta21s sont des matériaux donnés uniquement à titre d'exemple car couramment utilisés dans ce domaine, le dispositif selon l'invention n'étant absolument pas limité à l'utilisation de ces matériaux. Selon un premier mode de réalisation, tel que représenté aux figures 2, 3, les écopes sont des écopes statiques 20, ainsi appelées car elles ne dépassent pas des lignes aérodynamiques d'écoulement du flux d'air froid 5 le long de la paroi externe 10 de la tuyère primaire 6. Une telle écope statique 20 comprend, d'une part, un cadre 21 définissant une ouverture 22 et présentant deux pattes latérales 23 destinées à être traversées par les écrous 17 pour fixer l'écope statique 20 à la paroi supérieure 10, et d'autre part, une paroi inclinée 24 par rapport au plan du cadre 21 et destinée à orienter le flux d'air froid 5 pénétrant dans l'écope statique 20. Cette paroi inclinée 24 est reliée à l'avant du cadre 21 , dans le sens de l'écoulement du flux d'air froid 5, et est bordée par des parois latérales 25. La longueur et l'inclinaison de cette paroi inclinée 24 sont bien entendues adaptées pour capter et orienter une quantité adéquate du flux d'air froid 5.The attachment of the primary nozzle 6 to the rear of the engine 3 is carried out by means of a fastening flange 13 extending the inner wall 9 and screwed to a fastening flange 14 of the engine 3. In addition, the outer wall 10 extends slightly upstream beyond the stiffener 11 and is terminated by an angle 15 not bonded to the stiffener 11 and formed of flexible strips intended to ensure the junction with the downstream end of the cover 8. The outer wall 10 is made under the form of a sheet in beta21 s in which are formed openings 16 for each receiving a bailer fixed by nuts 17. The openings 16 are made to be located at about 45 ° on either side of the point anchoring of the nacelle 2 and the engine 3. The beta21s is a titanium alloy commercially available under the name TIMETAL21S from TIMET. This material is particularly suitable for aeronautical construction because of its good mechanical properties and its low density, approximately equal to half the density of the inconel. The use of this material therefore allows a very significant mass gain. However, the fixing flanges 13, 14 and the stiffener 11 being directly exposed to the flow of hot air 4 at the outlet of the combustion chamber 3b, they are always made in inconel. Furthermore, it should be understood that inconel and beta21s are materials given solely by way of example as they are commonly used in this field, the device according to the invention being absolutely not limited to the use of these materials. According to a first embodiment, as shown in Figures 2, 3, the scoops are static scoops 20, so called because they do not exceed the aerodynamic flow lines of the cold air flow 5 along the outer wall 10 of the primary nozzle 6. Such a static scoop 20 comprises, on the one hand, a frame 21 defining an opening 22 and having two lateral lugs 23 intended to be traversed by the nuts 17 to fix the static scoop 20 to the wall 10, and on the other hand, a wall inclined 24 relative to the plane of the frame 21 and for directing the flow of cold air 5 penetrating into the static scoop 20. This inclined wall 24 is connected to the front of the 21, in the direction of the flow of the cold air stream 5, and is bordered by side walls 25. The length and inclination of this inclined wall 24 are of course adapted to capture and orient an adequate amount of cold air flow id 5
Selon un deuxième mode de réalisation, tel que représenté aux figures 4 à 9, les écopes sont des écopes dynamiques 30. Une écope dynamique 30 se différencie d'une écope statique 20 uniquement par le fait qu'elle présente un sommet 31 couvrant une partie aval du cadre 21 et dépassant des lignes aérodynamiques. Ce sommet 31 présente une arête 32 profilée de manière à faire obstacle au flux d'air froid 5 et l'orienter vers l'ouverture 22.According to a second embodiment, as represented in FIGS. 4 to 9, the scoops are dynamic scoops 30. A scoop dynamic 30 differs from a scoop static 20 only in that it has a crown 31 covering a part downstream of the frame 21 and protruding aerodynamic lines. This top 31 has a ridge 32 profiled so as to block the flow of cold air 5 and guide it towards the opening 22.
Le choix entre une écope statique 20 et une écope dynamique 30 s'effectuera en fonction de la quantité du flux d'air froid 5 qu'elles permettent de capter et du besoin de pressurisation de l'espace intérieur 12 de la tuyère primaire 6. La paroi interne 9 est également réalisée à partir d'une tôle 40 en béta21s, plus léger que l'inconel mais moins résistant aux températures élevées. Or, comme expliqué précédemment, la paroi interne 9 est destinée à être au contact du flux d'air chaud 4. Il n'est donc pas souhaitable de l'exposer directement au contact du flux chaud sans prévoir de système de refroidissement.The choice between a static scoop 20 and a dynamic scoop 30 will be made according to the amount of cold air flow 5 they can capture and the need for pressurization of the interior space 12 of the primary nozzle 6. The inner wall 9 is also made from a sheet 40 in beta 21s, lighter than inconel but less resistant to high temperatures. However, as explained above, the inner wall 9 is intended to be in contact with the flow of hot air 4. It is therefore undesirable to expose it directly to the contact with the hot flow without providing a cooling system.
Afin d'améliorer la résistance thermique de la paroi interne 9, la tôle 40 présente, d'une part, une zone d'aération 41 dans laquelle sont pratiquées des ouvertures 42 selon un motif de perçage approprié. Ces ouvertures forment un moyen de distribution d'air de refroidissement. De plus, la tôle 40 présente également une zone d'atténuation acoustique 43, située en aval de la zone d'aération 41 par rapport au sens du flux d'air chaud 4, comprenant un panneau sandwich 44 acoustique orienté vers le flux d'air chaud 4. Le gain en masse réalisé en employant du béta21s permet la mise en place de ce panneau sandwich 44 qui, s'il avait été réalisé en inconel, aurait trop alourdi la structure. En fonctionnement, le flux d'air chaud 4 s'écoule, en sortie de la chambre de combustion 3b, à l'intérieur de la tuyère primaire 6 le long de la paroi inférieure 9 tandis que le flux d'air froid 5, après son passage passage entre la paroi interne 7 de la nacelle 2 et la paroi externe du capot 8, s'écoule à l'extérieur de la tuyère primaire 6 long de la paroi supérieure 10. En s'écoulant le long de la paroi supérieure 10, le flux d'air froid 5 rencontre les écopes statiques 20 ou dynamiques 30, selon le mode de réalisation, et pénètre dans l'espace intérieur 12 dont il augmente la pression.In order to improve the thermal resistance of the inner wall 9, the sheet 40 has, on the one hand, a ventilation zone 41 in which openings 42 are formed in a suitable drilling pattern. These openings form a cooling air distribution means. In addition, the sheet 40 also has an acoustic attenuation zone 43 situated downstream of the aeration zone 41 with respect to the direction of the hot air flow 4, comprising a acoustic sandwich panel 44 oriented towards the hot air flow 4. The mass gain achieved by using beta 21s allows the establishment of this sandwich panel 44 which, if it had been made in inconel, would have too heavy the structure. In operation, the flow of hot air 4 flows, at the outlet of the combustion chamber 3b, inside the primary nozzle 6 along the bottom wall 9 while the cold air flow 5, after its passage passage between the inner wall 7 of the nacelle 2 and the outer wall of the cover 8, flows outside the primary nozzle 6 along the upper wall 10. Flowing along the upper wall 10 , the cold air flow 5 meets the static or dynamic scoops 30, according to the embodiment, and enters the interior space 12 which it increases the pressure.
Au niveau de la paroi inférieure 9, l'écoulement du flux d'air chaud 4 créé une dépression au niveau des ouvertures 42 de la zone d'aération 41 causant l'échappement de l'air froid présent dans l'espace intérieur 12 à une pression plus élevée. Celui-ci est alors entraîné le long de la paroi inférieure 9 et forme une couche de fluide froid entre celle-ci et le flux d'air chaud 4.At the level of the bottom wall 9, the flow of the hot air flow 4 creates a depression at the openings 42 of the ventilation zone 41 causing the escape of the cold air present in the interior space 12 to higher pressure. This is then driven along the bottom wall 9 and forms a layer of cold fluid between the latter and the flow of hot air 4.
Il convient de noter ici que le motif de perçage que forme les ouvertures 42 est conçu de manière à ce que l'air froid présent dans l'espace intérieur 12 s'échappe et s'écoule au plus près de la paroi inférieure 9.It should be noted here that the piercing pattern formed by the openings 42 is designed in such a way that the cold air present in the interior space 12 escapes and flows as close as possible to the bottom wall 9.
De plus, dans le mode de réalisation décrit, c'est l'espace intérieur 12 qui remplit le rôle de moyen de canalisation entre les écopes statiques 20 ou dynamiques 30 et les ouvertures 42. Cependant, il est tout à fait possible de prévoir un moyen de canalisation spécifique tel qu'un tuyau réalisant cette connexion. Dans ce cas, le volume du moyen de canalisation étant plus faible, la mise en pression sera plus aisée et une écope statique 20 pourra suffire là où une écope dynamique 30 était nécessaire.Moreover, in the embodiment described, it is the interior space 12 which fulfills the role of channeling means between the static or dynamic scoops 30 and the openings 42. However, it is quite possible to provide a specific channeling means such as a pipe making this connection. In this case, the volume of the channeling means being smaller, the pressurization will be easier and a static scoop 20 may be sufficient where a dynamic scoop 30 was needed.
En outre, les modes de réalisation décrits présentent la réalisation d'un motif de perçage. Il doit être bien compris qu'il est également possible de prévoir d'autres formes d'ouvertures, tel que des fentes, ou encore de multiples ouvertures associées chacune à un moyen de canalisation propre. Le terme motif de perçage doit donc être défini globalement par rapport à la répartition de la totalité de l'air froid amené au niveau de la paroi inférieure 9 et non pas individuellement par rapport à un moyen de canalisation donné. Bien que l'invention ait été décrite en liaison avec des exemples particuliers de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. In addition, the described embodiments show the realization of a drilling pattern. It should be understood that it is also possible to provide other forms of openings, such as slots, or multiple openings each associated with a channeling means clean. The term drilling pattern must therefore be defined globally with respect to the distribution of all the cold air supplied at the level of the lower wall 9 and not individually with respect to a given pipe means. Although the invention has been described in connection with particular examples of embodiment, it is obvious that it is in no way limited and it includes all the technical equivalents of the means described and their combinations if they fall within the scope of the invention.

Claims

REVENDICATIONS
1.- Turboréacteur (1 ) à double flux (4, 5) comprenant un moteur (3) logé dans une nacelle (2), ledit moteur comportant un carter définissant avec la nacelle un passage annulaire dans lequel peut s'écouler un flux secondaire (5) délivré par une soufflante (3a) située en amont du moteur, une tuyère primaire (6) étant fixée sur le carter en aval du moteur et comportant, d'une part, une paroi interne (9) apte à canaliser un flux principal chaud (4) délivré par le moteur, et d'autre part, une paroi externe (10) au contact du flux secondaire, caractérisé en ce que des moyens d'atténuation acoustique (43) équipent au moins une partie de la paroi interne, et en ce que la paroi externe comporte des moyens pour refroidir la paroi interne. 1.- turbofan engine (1) with a dual flow (4, 5) comprising a motor (3) housed in a nacelle (2), said engine having a housing defining with the nacelle an annular passage in which can flow a secondary flow (5) delivered by a blower (3a) located upstream of the engine, a primary nozzle (6) being fixed to the casing downstream of the engine and having, on the one hand, an inner wall (9) adapted to channel a flow main heat (4) delivered by the motor, and secondly, an outer wall (10) in contact with the secondary flow, characterized in that acoustic attenuation means (43) equip at least a portion of the inner wall , and in that the outer wall comprises means for cooling the inner wall.
2.- Turboréacteur (1) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les moyens pour refroidir la paroi interne (9) comprennent au moins un moyen de prélèvement (20, 30) d'air de refroidissement.2. Turbojet engine (1) according to claim 1, characterized in that the means for cooling the inner wall (9) comprise at least one means for sampling (20, 30) of cooling air.
3.- Turboréacteur (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque moyen de prélèvement d'air de refroidissement est réalisé à l'aide d'une écope (20, 30) aménagée dans la paroi externe (10) et conçue pour prélever un débit d'air provenant du flux secondaire (5).3. Turbojet engine (1) according to claim 2, characterized in that each means of sampling cooling air is produced using a scoop (20, 30) formed in the outer wall (10) and designed for taking a flow of air from the secondary flow (5).
4.- Turboréacteur (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la paroi interne (9) comprend une tôle (40) pourvue d'un moyen de distribution (42) d'air de refroidissement le long de la paroi interne.4. Turbojet engine (1) according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the inner wall (9) comprises a sheet (40) provided with a distribution means (42) of cooling air the along the inner wall.
5.- Turboréacteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens d'atténuation acoustique (43) équipant la paroi interne (9) sont réalisés sous la forme d'un panneau sandwich (44) disposé en aval du moyen de distribution (42) d'air de refroidissement. 5. Turbojet engine according to claim 4, characterized in that the acoustic attenuation means (43) fitted to the inner wall (9) are in the form of a sandwich panel (44) disposed downstream of the distribution means ( 42) cooling air.
6.- Turboréacteur (1 ) selon l'une quelconque des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que les moyens pour refroidir la paroi interne (9) comprennent au moins un moyen de canalisation (12) disposé entre un moyen de prélèvement (20, 30) d'air de refroidissement et un moyen de distribution (42) d'air de refroidissement. 6. Turbojet engine (1) according to any one of claims 2 or 3, characterized in that the means for cooling the inner wall (9) comprise at least one channeling means (12) disposed between a sampling means (20). , 30) and cooling means (42) for cooling air.
7.- Tuyère primaire (6) destinée à être positionnée en aval d'un moteur (3) équipant un aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend une paroi externe (10) dotée de moyens pour refroidir une paroi interne (9) dotée de moyens d'atténuation acoustique (43).7.- primary nozzle (6) intended to be positioned downstream of an engine (3) equipping an aircraft, characterized in that it comprises a wall; external device (10) provided with means for cooling an inner wall (9) provided with acoustic attenuation means (43).
8.- Tuyère primaire (6) selon la revendication 7, caractérisée en ce que les moyens pour refroidir la paroi interne comprennent au moins un moyen de prélèvement (20, 30) d'air de refroidissement.8.- primary nozzle (6) according to claim 7, characterized in that the means for cooling the inner wall comprise at least one means for sampling (20, 30) of cooling air.
9.- Tuyère primaire (6) selon la revendication 8, caractérisée en ce que chaque moyen de prélèvement d'air de refroidissement est réalisé à l'aide d'une écope (20, 30) aménagée dans la paroi externe (10) et conçue pour prélever un débit d'air provenant du flux secondaire (5). 9. A primary nozzle (6) according to claim 8, characterized in that each means of sampling cooling air is produced using a scoop (20, 30) arranged in the outer wall (10) and designed to take a flow of air from the secondary flow (5).
10.- Tuyère primaire (6) selon l'une quelconque des revendications10. Primary nozzle (6) according to any one of the claims
7 à 9, caractérisée en ce que la paroi interne (9) comprend une tôle (40) pourvue d'un moyen de distribution (42) d'air de refroidissement le long de la paroi interne.7 to 9, characterized in that the inner wall (9) comprises a sheet (40) provided with a cooling air distribution means (42) along the inner wall.
11.- Tuyère primaire (6) selon la revendication 10, caractérisée en ce que les moyens d'atténuation acoustique équipant la paroi interne (9) sont réalisés sous la forme d'un panneau sandwich (44) disposé en aval du moyen de distribution (42) d'air de refroidissement.11.- primary nozzle (6) according to claim 10, characterized in that the acoustic attenuation means equipping the inner wall (9) are made in the form of a sandwich panel (44) disposed downstream of the distribution means (42) cooling air.
12.- Tuyère primaire (6) selon l'une quelconque des revendications12. Primary nozzle (6) according to any one of the claims
8 ou 9, caractérisée en ce que les moyens pour refroidir la paroi interne (9) comprennent au moins un moyen de canalisation (12) disposé entre un moyen de prélèvement (20, 30) d'air de refroidissement et un moyen de distribution (42) d'air de refroidissement. 8 or 9, characterized in that the means for cooling the inner wall (9) comprise at least one channeling means (12) arranged between a cooling air sampling means (20, 30) and a distribution means ( 42) cooling air.
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