ES2308126T3 - Sistema de ventilacion para una tobera de eyeccion convergente divergente. - Google Patents

Sistema de ventilacion para una tobera de eyeccion convergente divergente. Download PDF

Info

Publication number
ES2308126T3
ES2308126T3 ES04292285T ES04292285T ES2308126T3 ES 2308126 T3 ES2308126 T3 ES 2308126T3 ES 04292285 T ES04292285 T ES 04292285T ES 04292285 T ES04292285 T ES 04292285T ES 2308126 T3 ES2308126 T3 ES 2308126T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
fins
divergent
downstream
annular
flow
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.)
Expired - Lifetime
Application number
ES04292285T
Other languages
English (en)
Inventor
Raphael Curtelin
Marc Doussinault
Guy Lapergue
Didier Durand
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 Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Application granted granted Critical
Publication of ES2308126T3 publication Critical patent/ES2308126T3/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/06Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/06Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1223Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of two series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure and the downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • F02K1/30Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow for varying effective area of jet pipe or nozzle
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78Other construction of jet pipes
    • F02K1/80Couplings or connections
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78Other construction of jet pipes
    • F02K1/82Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Turborreactor de doble flujo que comprende una cámara de postcombustión (2) de eje X delimitada por una pared anular (3) situada radialmente en el interior de un cárter anular (4), definiendo la citada pared anular y el citado cárter un paso anular (6) a través del cual circula un flujo de aire de refrigeración (F2), una tobera asimétrica (10) convergente divergente dispuesta aguas abajo de la citada cámara de postcombustión (2) y que comprende una corona de aletas convergentes (11, 12) articuladas en el extremo aguas abajo del citado cárter (4) y una corona de aletas divergentes (13, 14) articuladas en el extremo aguas abajo de las citadas aletas convergentes (11, 12), comprendiendo cada corona de aletas en alternancia una pluralidad de aletas mandadas (11, 13) y una pluralidad de aletas seguidoras (12, 14), una corona de aletas frías (15) dispuestas radialmente al exterior de la citada tobera (10) y articuladas en su extremo aguas arriba a una virola cónica (16) unida a la parte aguas abajo del citado cárter (4), medios para crear una capa pelicular de aire de refrigeración en las caras internas de las citadas aletas convergentes (11, 12) y medios de refrigeración de las citadas aletas divergentes (13, 14), caracterizado por el hecho de que los medios de refrigeración de las citadas aletas divergentes (13, 14) comprenden: una cámara de tranquilización (23) anular, delimitada aguas abajo por la citada virola cónica (16) y alimentada de aire de refrigeración por perforaciones (21) practicadas en una pared frontera (22) entre la citada cámara de tranquilización (23) y el extremo aguas abajo del citado paso anular (6), rodeando una pluralidad de alvéolos de distribución (30) la cámara de tranquilización (23) y estando conectados a esta última, estando delimitados los citados alvéolos (30) aguas abajo por la citada virola cónica (16) y estando dispuestos alrededor del eje X en los planos de simetría de las aletas seguidoras (12, 14), y canalizaciones telescópicas (41) que unen, cada una, un alvéolo (30) a la aleta divergente seguidora (14) situada en el mismo plano de simetría que el citado alvéolo (30).

Description

Sistema de ventilación para una tobera de eyección convergente divergente.
La invención se refiere a un sistema de ventilación de una tobera convergente divergente que equipa un turborreactor para uso militar.
De modo más preciso, ésta se refiere a un turborreactor de doble flujo que comprende una cámara de postcombustión de eje X delimitada por una pared anular situada radialmente en el interior de un cárter anular, definiendo la citada pared anular y el citado cárter un paso anular a través del cual circula un flujo de aire de refrigeración, una tobera asimétrica convergente divergente dispuesta aguas abajo de la citada cámara de postcombustión y que comprende una corona de aletas convergentes articuladas en el extremo aguas abajo del citado cárter y una corona de aletas divergentes articuladas en el extremo aguas abajo de las citadas aletas convergentes, comprendiendo cada corona de aletas en alternancia una pluralidad de aletas mandadas y una pluralidad de aletas seguidoras, una corona de aletas frías dispuestas radialmente al exterior de la citada tobera y articuladas en su extremo aguas arriba a una virola cónica unida a la parte aguas abajo del citado cárter, medios para crear una capa pelicular de aire de refrigeración en las caras internas de las citadas aletas convergentes y medios de refrigeración de las citadas aletas divergentes.
El documento US 5.435.127 se refiere a un turborreactor del tipo mencionado anteriormente en el cual la refrigeración de las aletas divergentes se realiza por una mezcla del flujo de aire de barquilla con una toma de aire en la parte aguas abajo del canal anular a través del cual circula el fluido de refrigeración de la pared anular.
Los documentos EP 1 333 172 y EP 0 541 346 son un ejemplo del estado de la técnica relativo al sistema de ventilación para toberas convergentes divergentes.
La toma de aire se efectúa directamente por derivación en el canal con una vena de regulación a la salida de la derivación. Aguas abajo del codo de derivación está colocada una trompa de chorro que realiza la mezcla entre el aire motor a alta presión y el aire de barquilla no presurizado. La conformación exacta de la toma no está indicada en este documento. Sin embargo, la toma directa en el canal corre el riesgo de no ser eficaz para tomar cantidades importantes de caudal en el fluido de refrigeración porque ésta perturba el funcionamiento de la ventilación. Se corre el riesgo de tener aquí reintroducciones de gases calientes debajo de la pared anular y una mala alimentación de la capa pelicular de refrigeración de las aletas convergentes. Por otra parte, es difícil alojar un dispositivo de este tipo en las dimensiones de la tobera, porque este entorno está muy ocupado por los gatos de mando de las aletas y de las palancas.
El objeto de la invención es alimentar de manera eficaz y uniforme las aletas divergentes de una tobera convergente divergente refrigerada con un dispositivo que tenga una alta tasa de integración con las piezas existentes.
La invención consigue su objetivo por el hecho de que los medios de refrigeración de las citadas aletas divergentes comprenden:
una cámara de tranquilización anular, delimitada aguas abajo por la citada virola cónica y alimentada de aire de refrigeración por perforaciones practicadas en una pared frontera entre la citada cámara de tranquilización y el extremo aguas abajo del citado paso anular, una pluralidad de alvéolos de distribución que rodean la cámara de tranquilización y que están conectados a esta última, estando delimitados los citados alvéolos aguas abajo por la citada virola cónica y estando dispuestos alrededor del eje X en los planos de simetría de las aletas seguidoras, y
canalizaciones telescópicas que unen, cada una, un alvéolo a la aleta divergente seguidora situada en el mismo plano de simetría que el citado alvéolo.
Así, la estructura de la cámara de tranquilización y de los alvéolos está constituida por la virola cónica y por paredes complementarias que refuerzan la virola cónica. Por otra parte, las aletas divergentes seguidoras son alimentadas por un aire de refrigeración presurizado procedente del canal anular delimitado por la pared anular y el cárter.
La cámara de tranquilización permite retardar la velocidad del aire recibido y aumentar la presión del aire de refrigeración de las aletas divergentes seguidoras.
Ventajosamente, se adoptan, además, las disposiciones siguientes:
-
las aletas divergentes seguidoras están encajonadas y refrigeradas por el aire suministrado por las canalizaciones telescópicas, mientras que las aletas divergentes mandadas son de una sola piel;
-
las aletas convergentes son de tipo de una sola piel;
-
la pared cónica comprende aberturas entre los alvéolos para permitir la circulación de un aire de barquilla a través del espacio que rodea la tobera convergente divergente;
-
el flujo de aire de refrigeración, que circula a través del canal anular se divide en dos flujos por medio de un anillo fijo solidario de la pared frontera, siendo inyectado el flujo radialmente interior aguas arriba de las aletas convergentes a través de una ranura y siendo inyectado el flujo radialmente exterior en la cámara de tranquilización a través de las perforaciones practicadas en la pared frontera.
Esta última disposición permite evitar la creación de depresiones a nivel de las derivaciones de la técnica anterior y las reintroducciones de gases calientes. Esto asegura, además, una homogeneidad de la refrigeración de las aletas convergentes.
Ventajosamente, los medios de refrigeración de las aletas divergentes comprenden, además, medios para regular el caudal de aire de refrigeración de las citadas aletas.
Los medios de regulación de caudal comprenden, preferentemente, un anillo montado dentro de un cajón solidario de la pared frontera, comprendiendo el citado anillo y el citado cajón, cada uno, una pluralidad de agujeros de regulación de caudal susceptibles de ser puestos en correspondencia con las perforaciones de la pared frontera por desplazamiento del citado anillo.
De acuerdo con un primer modo de realización, el anillo está montado móvil en rotación alrededor del eje X y es arrastrado en rotación por un sistema de piñón cremallera por medio de un accionador que arrastra el citado piñón.
De acuerdo con un segundo modo de realización, el anillo está montado móvil en traslación paralelamente al eje X y es desplazado por una pluralidad de gatos sincronizados.
Otras ventajas y características de la invención se deducirán de la lectura de la descripción que sigue hecha a título de ejemplo y refiriéndose a los dibujos anejos, en los cuales:
la figura 1 es una vista en corte de una tobera de turborreactor de acuerdo con la invención, estando la parte superior de esta figura en corte en el plano de las aletas mandadas, estando la tobera abierta, y teniendo la parte inferior de esta figura un corte en el plano de las aletas seguidoras, estando la tobera cerrada;
la figura 2 es un semicorte, según el plano medio de las aletas seguidoras, del colector de aire colocado en la parte trasera del cárter soporte de la tobera y adosado a la virola cónica;
la figura 3 es un semicorte, según el plano medio de las aletas mandadas del colector de aire mostrado en la figura 2;
la figura 4 es una vista en perspectiva de la virola cónica, estando tomada esta vista desde aguas arriba;
la figura 5 es semejante a la figura 3 y muestra un primer modo de realización del anillo de regulación del caudal de aire de refrigeración de las aletas divergentes;
la figura 6, semejante a la figura 5, muestra un segundo modo de realización del anillo de regulación del caudal de aire;
la figura 7 muestra en desarrollo el sistema de obturación de la cámara de tranquilización por el anillo de mando rotatorio de la figura 5, y
la figura 8 muestra en desarrollo el sistema de obturación de la cámara de tranquilización por el anillo de mando deslizante de la figura 6.
La figura 1 muestra la parte trasera del cuerpo 1 de un turborreactor de aviación de doble flujo que comprende una cámara de postcombustión 2 de eje X a través del cual circula el flujo primario caliente F1.
Esta cámara de postcombustión 2 está delimitada por una pared anular 3 de eje X dispuesta radialmente en el interior de un cárter 4. La pared anular 3 y el cárter 4 delimitan entre ellos un canal anular 6 a través del cual circula un flujo secundario frío F2, que sirve para la refrigeración de la pared anular 3 y de una tobera convergente divergente 10 dispuesta aguas abajo de la cámara de postcombustión 2.
Este tobera convergente divergente 10 comprende una primera corona de aletas convergentes que comprende aletas convergentes mandadas 11, articuladas en el extremo aguas abajo del cárter 4 y que alternan circunferencialmente con aletas convergentes seguidoras 12 igualmente articuladas en el extremo aguas abajo del cárter 4, y una segunda corona de aletas divergentes que presenta en alternancia aletas divergentes mandadas 13 articuladas en el extremo aguas abajo de las aletas convergentes mandadas 11, y aletas divergentes seguidoras 14 articuladas en el extremo aguas abajo de las aletas convergentes seguidoras 12, siendo el número de aletas convergentes par e igual al número de aletas divergentes.
Alrededor de la tobera 10 están previstas aletas frías 15 articuladas en su extremo aguas abaja a una virola cónica 16 solidaria de la parte aguas abajo del cárter 4.
En el extremo aguas abajo del canal anular 6 está previsto un anillo 20 que reparte el flujo secundario frío F2 en un flujo radialmente interior F3 que desemboca por una ranura tangencialmente a la pared interna de las aletas convergentes, de manera que forma una capa pelicular de aire frío arrastrado por el flujo caliente F1 y que lame las aletas convergentes, pudiendo, así, estas últimas ser de tipo de una sola piel, y un flujo radialmente exterior F4 destinado a la refrigeración de las aletas divergentes.
Como se ve en las figuras 2 y 3, el flujo F4 penetra a través de aberturas 21 practicadas en la parte terminal 22 del cárter 4 situado aguas abajo de la virola cónica 16, en una cámara de tranquilización 23 de eje X, delimitada aguas arriba por la parte radialmente interior 17 de la virola cónica 16, y aguas abajo por la estructura 24 de anclaje de la tobera convergente divergente 10, solidaria del cárter 4. La pared terminal 22, que comprende aberturas 21, forma la frontera entre el canal anular 6 y la cámara de tranquilización 23.
Todo alrededor de la cámara de tranquilización 23 está prevista una pluralidad de alvéolos 30, cada uno dispuesto en el plano de simetría de una aleta convergente seguidora 12 y de la aleta divergente seguidora 14 articulada a la citada aleta convergente seguidora 12. Cada alvéolo 30 está delimitado aguas arriba por una porción media 18 de la virola cónica 16, y circunferencialmente por dos paredes sensiblemente paralelas 19 obtenidas por conformado de la virola cónica 16, como se ve en la figura 4. Éste está delimitado aguas abajo por una pared de obturación 31 que une la estructura de anclaje 24 a la parte superior 32 de la virola cónica 16, comprendiendo esta pared de obturación 31 un orificio 33 cuya utilización se explicará más adelante en la presente memoria.
Entre dos alvéolos consecutivos 30, la cámara de tranquilización 23 está obturada por una pared sensiblemente axial 34 visible en la figura 4, que une los extremos radialmente interiores de las dos paredes 19 adyacentes.
En las figuras 3 y 4, se ve también que la virola cónica 16 presenta, además, una pared 35, muy inclinada, que se extiende entre el borde aguas abajo de la pared axial 34, y los bordes aguas abajo de las dos citadas paredes 19 adyacentes y el borde aguas arriba de la parte superior 32, entre dos alvéolos 30 adyacentes. Esta pared 35 presenta varios orificios 36 que permiten la circulación del aire de barquilla F5 no presurizado con el fin de refrigerar los diversos dispositivos de mando de las aletas de la tobera convergente divergente 10.
El orificio 33 de cada alvéolo comprende un adaptador 40 para la fijación del extremo aguas arriba de una canalización o tubo telescópico 41 unido a la aleta divergente seguidora 14 situada en el mismo plano axial que pasa por el eje X.
Las aletas divergentes seguidoras 14 son de tipo encajonadas y el interior de estas aletas 14 recibe una parte del flujo de aire F4 que está presurizado. Orificios apropiados permiten evacuar este aire en el flujo F1 y hacia la pared interior de las aletas divergentes mandadas 13 que, ventajosamente, pueden ser del tipo de una sola piel.
El flujo radialmente exterior F4 es inyectado en la cámara de tranquilización 23 a través del tabique frontera 22 perforado. El flujo F4 se divide a continuación saliendo de la cámara 23 entre los diferentes alvéolos 30 que sirven para alimentar los tubos telescópicos 41 y después las aletas divergentes seguidoras 14. La cámara de tranquilización 23 permite hacer una toma regular a nivel del final del canal anular 6 y alimentar los alvéolos 30 con una presión y un caudal uniformes. De este modo, la capa pelicular de refrigeración de las paredes interiores de las aletas convergentes 11 y 12 no es perturbada incluso en el caso de una alta toma de flujo F4.
Además, la forma dada a la virola cónica 16, como se ve en la figura 4, permite realizar el circuito de refrigeración de las aletas divergentes 13, 14 sin dimensiones excesivas y permite rigidizar esta virola cónica 16, gracias a los tabiques 19 que delimitan los alvéolos 30 y a las paredes 35.
De manera ventajosa, está previsto, además, un dispositivo 50 para controlar de manera progresiva el caudal F4 inyectado a nivel de las aletas divergentes seguidoras 14. Este dispositivo 50 comprende un anillo mandado 51 que permite obturar la entrada de la cámara de tranquilización 23 según las condiciones de vuelo. La obturación no tiene necesidad de ser de una gran estanqueidad, porque el objetivo es reducir de manera apreciable el caudal de refrigeración F4, que es peligroso para el rendimiento en ciertas condiciones de funcionamiento del motor. A la inversa, en ciertos casos, se deseará refrigerar la tobera con un caudal elevado con el fin de obtener la temperatura más baja posible en las aletas, por ejemplo para disminuir la firma infrarroja, a riesgo de perder un poco en rendimiento del motor.
La figura 5 muestra un primer modo de realización del dispositivo 50. El anillo 51 está montado rotatorio alrededor del eje X y su posición es regulada por un accionador 52. El anillo 51 está situado radialmente al interior del tabique frontera 22 con respecto a las aberturas 21. En su cara inferior, el anillo 51 está mantenido en posición por otro tabique fijo 53 en el cual están practicadas aberturas 54 frente a las aberturas 21. Un piñón 55 montado en el vástago del accionador 52 arrastra el anillo 51 en rotación a través de una cremallera solidaria del anillo 51. Segmentos de estanqueidad 56 limitan las fugas entre el anillo 51 y la cámara de tranquilización 23 cuando éste está cerrado.
El anillo 51 presenta, igualmente, aberturas 57 que, en la posición de caudal máximo, se encuentran alineadas con las aberturas 21 y 54. Durante la rotación del anillo 51 alrededor del eje X, las aberturas 57 de desplazan circunferencialmente con respecto a las aberturas 21 y 54, como se muestra en la figura 7, entre la posición de apertura máxima y una posición de obturación total, en la cual no hay prácticamente caudal, excepto las fugas. De esta manera, es posible dosificar el caudal de manera continua.
La figura 6 muestra un segundo modo de realización del dispositivo 50 que comprende, igualmente, un anillo 51 que presenta aberturas 57 susceptibles de estar dispuestas frente a las aberturas 21 de la pared frontera 22 y a las aberturas 54 de un tabique fijo 53 solidario del extremo aguas abajo del cárter 4. El anillo, en lugar de estar montado rotatorio alrededor del eje X, es susceptible de ser desplazado paralelamente al eje X por medio de una pluralidad de gatos 60 sincronizados, por ejemplo tres gatos, cuyos ejes 61 deslizan dentro de las guías 62. La unión entre los ejes 61 y el anillo se realiza por medio de vástagos 63 que atraviesan el cárter 4 a través de pasos estancos 64.
En la posición de caudal máximo, las aberturas 57 están dispuestas frente a las aberturas 21 y 54 y el sistema es fluyente. En otra posición del anillo 51, mostrada en la figura 6, las aberturas 21 y 54 están obturadas por el anillo 51 y no hay prácticamente caudal, excepto los caudales de fuga. En una posición intermedia mostrada en la figura 8, es posible dosificar el caudal de aire de manera continua.
En los dos modos de realización del dispositivo 50, las estanqueidades entre el anillo 51 y las partes fijas pueden estar aseguradas por segmentos, para retardar un desgaste rápido de las juntas.
El dispositivo 50 ofrece la posibilidad de regular el caudal tomado en una cierta gama para adaptarlo a las condiciones de funcionamiento del motor y a las circunstancias operativas.

Claims (9)

1. Turborreactor de doble flujo que comprende una cámara de postcombustión (2) de eje X delimitada por una pared anular (3) situada radialmente en el interior de un cárter anular (4), definiendo la citada pared anular y el citado cárter un paso anular (6) a través del cual circula un flujo de aire de refrigeración (F2), una tobera asimétrica (10) convergente divergente dispuesta aguas abajo de la citada cámara de postcombustión (2) y que comprende una corona de aletas convergentes (11, 12) articuladas en el extremo aguas abajo del citado cárter (4) y una corona de aletas divergentes (13, 14) articuladas en el extremo aguas abajo de las citadas aletas convergentes (11, 12), comprendiendo cada corona de aletas en alternancia una pluralidad de aletas mandadas (11, 13) y una pluralidad de aletas seguidoras (12, 14), una corona de aletas frías (15) dispuestas radialmente al exterior de la citada tobera (10) y articuladas en su extremo aguas arriba a una virola cónica (16) unida a la parte aguas abajo del citado cárter (4), medios para crear una capa pelicular de aire de refrigeración en las caras internas de las citadas aletas convergentes (11, 12) y medios de refrigeración de las citadas aletas divergentes (13, 14), caracterizado por el hecho de que los medios de refrigeración de las citadas aletas divergentes (13, 14) comprenden:
una cámara de tranquilización (23) anular, delimitada aguas abajo por la citada virola cónica (16) y alimentada de aire de refrigeración por perforaciones (21) practicadas en una pared frontera (22) entre la citada cámara de tranquilización (23) y el extremo aguas abajo del citado paso anular (6), rodeando una pluralidad de alvéolos de distribución (30) la cámara de tranquilización (23) y estando conectados a esta última, estando delimitados los citados alvéolos (30) aguas abajo por la citada virola cónica (16) y estando dispuestos alrededor del eje X en los planos de simetría de las aletas seguidoras (12, 14), y
canalizaciones telescópicas (41) que unen, cada una, un alvéolo (30) a la aleta divergente seguidora (14) situada en el mismo plano de simetría que el citado alvéolo (30).
2. Turborreactor de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que las aletas divergentes seguidoras (14) están encajonadas y refrigeradas por el aire suministrado por las canalizaciones telescópicas (41) mientras que las aletas divergentes mandadas (13) son de una sola piel.
3. Turborreactor de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 o 2, caracterizado por el hecho de que las aletas convergentes (11, 12) son de una sola piel.
4. Turborreactor de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado por el hecho de que la pared cónica (16) comprende aberturas entre los alvéolos para permitir la circulación de un aire de barquilla en el espacio que rodea la tobera convergente divergente.
5. Turborreactor de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por el hecho de que el flujo de aire de refrigeración (F2) que circula a través del canal anular (6) es dividido en dos flujos por medio de un anillo fijo (20) solidario de la pared frontera (22), siendo inyectado el flujo radialmente interior (F3) aguas arriba de las aletas convergentes (11, 12) a través de una ranura y siendo inyectado el flujo radialmente exterior (F4) en la cámara de tranquilización (23) por las perforaciones (21) de la pared frontera (22).
6. Turborreactor de acuerdo con la reivindicación 5, caracterizado por el hecho de que los medios de refrigeración de las aletas divergentes (13, 14) comprenden, además, medios (50) para regular el caudal de aire de refrigeración (F4) de las citadas aletas.
7. Turborreactor de acuerdo con la reivindicación 6, caracterizado por el hecho de que los medios de regulación de caudal (50) comprenden un anillo (51) montado móvil en un cajón (53) solidario de la pared frontera (22), comprendiendo el citado anillo (51) y el citado cajón (53), cada uno, una pluralidad de agujeros de regulación de caudal (54, 57) susceptibles de estar en correspondencia con las perforaciones (21) de la pared frontera (22) por desplazamientos del citado anillo (51).
8. Turborreactor de acuerdo con la reivindicación 7, caracterizado por el hecho de que el anillo (51) está montado móvil en rotación alrededor del eje X y es arrastrado en rotación por su sistema piñón (55) cremallera por medio de un accionador (52) que arrastra el citado piñón (55).
9. Turborreactor de acuerdo con la reivindicación 7, caracterizado por el hecho de que el anillo (51) está montado móvil en traslación paralelamente al eje X y es desplazado por una pluralidad de gatos sincronizados (60).
ES04292285T 2003-09-24 2004-09-23 Sistema de ventilacion para una tobera de eyeccion convergente divergente. Expired - Lifetime ES2308126T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0311187A FR2860045B1 (fr) 2003-09-24 2003-09-24 Systeme de ventilation pour une tuyere d'ejection convergente divergente
FR0311187 2003-09-24

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2308126T3 true ES2308126T3 (es) 2008-12-01

Family

ID=34224442

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES04292285T Expired - Lifetime ES2308126T3 (es) 2003-09-24 2004-09-23 Sistema de ventilacion para una tobera de eyeccion convergente divergente.

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7296397B2 (es)
EP (1) EP1522680B1 (es)
ES (1) ES2308126T3 (es)
FR (1) FR2860045B1 (es)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7581382B2 (en) * 2005-04-28 2009-09-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine air valve assembly
US7207352B2 (en) * 2005-05-02 2007-04-24 United Technologies Corporation Bushing for thermally independent bypass air metering valve
FR2900444B1 (fr) * 2006-04-28 2008-06-13 Snecma Sa Turboreacteur comprenant un canal de post combustion refroidi par un flux de ventilation a debit variable
US7854124B2 (en) * 2006-10-27 2010-12-21 United Technologies Corporation Combined control for supplying cooling air and support air in a turbine engine nozzle
US7757477B2 (en) * 2007-02-20 2010-07-20 United Technologies Corporation Convergent divergent nozzle with slot cooled nozzle liner
FR2915550B1 (fr) 2007-04-27 2012-05-11 Snecma Vanne a clapet pour un systeme de refroidissement dans une turbomachine
US8096104B2 (en) * 2007-05-31 2012-01-17 United Technologies Corporation Fluidic vectoring for exhaust nozzle
FR2933128B1 (fr) * 2008-06-25 2010-09-17 Snecma Dispositif de prelevement d'air de refroidissement dans une turbomachine
FR2933127B1 (fr) * 2008-06-25 2015-04-24 Snecma Dispositif de prelevement d'air de refroidissement dans une turbomachine
FR2937679B1 (fr) * 2008-10-24 2010-12-03 Snecma Dispositif de prelevement d'air de refroidissement dans une turbomachine
FR2952434B1 (fr) * 2009-11-12 2012-06-29 Snecma Grille de distorsion apte a regler l'obstruction d'un flux d'air dans un turboreacteur
US10087884B2 (en) * 2014-12-15 2018-10-02 United Technologies Corporation Stepped fairing modulated exhaust cooling
FR3100286B1 (fr) * 2019-08-30 2021-09-17 Safran Aircraft Engines Couple volet convergent-volet divergent pour tuyère de turboréacteur à géométrie variable comprenant des conduits de circulation d’air de refroidissement raccordés au travers de surfaces de contact
FR3129987A1 (fr) * 2021-12-03 2023-06-09 Safran Aircraft Engines Tuyere d’echappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aeronef
CN114526175B (zh) * 2022-04-24 2022-07-26 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于加力燃烧室的齿轮传动后涵道引射器
FR3146711A1 (fr) * 2023-03-13 2024-09-20 Safran Aircraft Engines Turboréacteur comportant une chambre de postcombustion ayant une chemise maintenue radialement par des pontets intégrés à diaphragme
FR3146712A1 (fr) * 2023-03-13 2024-09-20 Safran Aircraft Engines Turboréacteur comportant une chambre de postcombustion ayant un diaphragme coopérant avec une chemise pour conditionner sa section de passage à la dilatation axiale de la chemise

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4000612A (en) * 1975-07-28 1977-01-04 General Electric Company Cooling system for a thrust vectoring gas turbine engine exhaust system
US5720434A (en) * 1991-11-05 1998-02-24 General Electric Company Cooling apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles
US5255849A (en) * 1991-11-05 1993-10-26 General Electric Company Cooling air transfer apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles
US5435127A (en) * 1993-11-15 1995-07-25 General Electric Company Method and apparatus for boosting ram airflow to an ejection nozzle
US5603531A (en) * 1994-12-06 1997-02-18 United Technologies Corporation Blind assembly-swivel crossover tube
US5586431A (en) * 1994-12-06 1996-12-24 United Technologies Corporation Aircraft nacelle ventilation and engine exhaust nozzle cooling
US5593112A (en) * 1994-12-06 1997-01-14 United Technologies Corporation Nacelle air pump for vector nozzles for aircraft
US6301877B1 (en) * 1995-11-13 2001-10-16 United Technologies Corporation Ejector extension cooling for exhaust nozzle
US5799874A (en) * 1995-11-30 1998-09-01 United Technologies Corporation Aerodynamically controlled ejector
US5996936A (en) * 1997-09-29 1999-12-07 General Electric Company Fluidic throat exhaust nozzle
US6021637A (en) * 1997-09-29 2000-02-08 General Electric Company Integrated fluidic CD nozzle for gas turbine engine
FR2835288B1 (fr) * 2002-01-31 2006-04-28 Snecma Moteurs Systeme de refroidissement pour une tuyere de post-combustion de turbomachine
FR2865000B1 (fr) * 2004-01-12 2006-06-09 Snecma Moteurs Dispositif d'alimentation en air de refroidissement de volets de tuyere

Also Published As

Publication number Publication date
FR2860045A1 (fr) 2005-03-25
FR2860045B1 (fr) 2006-01-06
US7296397B2 (en) 2007-11-20
US20050091964A1 (en) 2005-05-05
EP1522680A1 (fr) 2005-04-13
EP1522680B1 (fr) 2008-04-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2308126T3 (es) Sistema de ventilacion para una tobera de eyeccion convergente divergente.
ES2674241T3 (es) Intercambiador de calor
ES2341758T3 (es) Tirante de soporte para pantalla termica de posquemador.
RU2671251C2 (ru) Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины
BR102016029924A2 (pt) Heat exchanger assembly, system, method for cooling a fluid and gas turbine engine
ES2262102T3 (es) Procedimiento de refrigeracion, mediante aire enfriado, en parte, en un intercabiador externo, de las partes calientes de un turborreactor, y turborreactor asi refrigerado.
ES2340913T3 (es) Componente de turbina y segmento de cubierta refrigerados, y conjuntos correspondientes.
BR102016030609A2 (pt) Sistema trocador de calor e motor de turbina a gás
US5488825A (en) Gas turbine vane with enhanced cooling
US4081137A (en) Finned surface cooled nozzle
ES2308384T3 (es) Dispositivo y sistema antihielo para aeronaves que comprenden dicho dispositivo.
ES2353699T3 (es) Dispositivo de alimentación de aire y carburante de un anillo-quemador en una cámara de postcombustión.
US9995220B2 (en) Fluid manifold for gas turbine engine and method for delivering fuel to a combustor using same
CN106255806B (zh) 涡轮组件和相应的操作方法
ES2270305T3 (es) Sistema de estanqueidad del flujo secundario en la entrada de una tobera de una turbina con camara de postcombustion.
ES2972151T3 (es) Estructura de cámara de combustión, en particular para un motor de cohete
ES2314355T3 (es) Dispositivo de control de la holgura de una turbina de gas.
ES2260734T3 (es) Tobera convergente-divergente de turborreactor.
BR102015015721A2 (pt) trocador de calor
BRPI0707259A2 (pt) dispositivo de injeção
CA2937403C (en) Heat exchanger for gas turbine engines
EP3428426B1 (en) Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine
ES2966882T3 (es) Sistema motopropulsor de aeronave
BR112019012198B1 (pt) Montagem para um motor de turbina e motor de turbina
ES2262094T3 (es) Camara anular de combustion anular para turbomaquina.