FR2666120A1

FR2666120A1 - Gas turbine and aircraft propelled by this turbine

Info

Publication number: FR2666120A1
Application number: FR7909744A
Authority: FR
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1978-04-21
Filing date: 1979-04-18
Publication date: 1992-02-28
Also published as: IT1235621B; DE2915920C1; IT7921778A0

Abstract

This gas turbine is of the type of those including a first and a second ejection nozzle spaced from one another and capable of pivoting so as to allow vertical or very short take-off of the aircraft. The air leaving a compressor 10 is divided (at 11A) in order to feed a first combustion chamber 17, the exhaust of which takes place through the first ejection nozzle 15, and a second combustion chamber 21, the exhaust of which takes place through the second ejection nozzle 27. A passage 11, 11A between the compressor and the first combustion chamber is connected to another passage 24 between the second combustion chamber and the second nozzle. The connection takes place by means of a pipe 30, in which a valve 31 is mounted. In a typical operating mode, the two chambers are in service and the valve is open so that part of the air leaving the compressor towards the first chamber is deflected onto the second nozzle. If the first chamber is not operating, the valve is closed in order to increase the mass flow rate through the first nozzle and keep the thrust ratio between the two nozzles constant and thus maintain the attitude (trim) of the aircraft. In the latter, the nozzles are placed respectively in front of and behind the centre of gravity of the device. The valve may be utilised for adjusting the attitude.

Description

La présente invention concerne un moteur à turbine à gaz et un avion propulsé par ce moteur1 celui-ci comportant une première et une seconde tuyère d'ejection espacées l'une de l'autre et aptes à pivoter pour permettre un décollage vertical ou tout au moins rapide de l'aviono Elle vise à maintenir le rapport de poussée entre les deux tuyères en vue de contrôler 1' assiette de l'avion. The present invention relates to a gas turbine engine and an aircraft powered by this engine1 the latter comprising a first and a second ejection nozzle spaced from each other and capable of pivoting to allow vertical takeoff or at all slower of the airplane It aims to maintain the thrust ratio between the two nozzles in order to control the attitude of the airplane.

A cet effet, dans le moteur à turbine à gaz selon 1' invention, comprenant un compresseur, une première et une seconde chambre de combustion reliées en parallèle - au compresseur en ce qui, concerne l'écoulement de l'air, une première tuyère d'éjection pour l'échappement de la première chambre de combustion, une seconde tuyère d'éjection pour ltéchappement de la seconde chambre de combustion, les dites tuyères étant espacées l'une de l'autre le long d'un axe et chacune d'elles étant déplaçable de façon à modifier la direction du courant de gaz qui en sort relativement à cet axe, il est prévu un premier passage entre le compresseur et la première chambre de combustion, un second passage entre la seconde chambre de combustion et la seconde tuyère d'éjection, un conduit reliant l'un à l'autre les dits passages et une valve pour contrôler ltécoulement dans le conduit. To this end, in the gas turbine engine according to the invention, comprising a compressor, a first and a second combustion chamber connected in parallel - to the compressor as regards the air flow, a first nozzle ejection nozzle for the exhaust from the first combustion chamber, a second ejection nozzle nozzle for the exhaust from the second combustion chamber, the said nozzles being spaced apart from one another along an axis and each of them '' being movable so as to modify the direction of the flow of gas leaving it relative to this axis, there is provided a first passage between the compressor and the first combustion chamber, a second passage between the second combustion chamber and the second ejection nozzle, a conduit connecting the said passages to each other and a valve for controlling the flow in the conduit.

Dans un mode de fonctionnement typique, les deux chambres de combustion fonctionnent et la valve est ouverte de façon qu'une certaine partie du courant d'air qui s'écoule du compresseur vers la première chambre de combustion soit dirigée vers la seconde tuyère. In a typical operating mode, the two combustion chambers operate and the valve is opened so that some of the air flow flowing from the compressor to the first combustion chamber is directed to the second nozzle.

Si, pour une raison quelconque, la première chambre de combustion s'arrente de fonctionner, la valve est fermée de façon à augmenter le débit massique à travers la première tuyère et à diminuer celui à travers la seconde tuyère en vue de maintenir constant le rapport de poussée des deux tuyères et, par là, 1' assiette de l'avion. If, for any reason, the first combustion chamber stops operating, the valve is closed so as to increase the mass flow through the first nozzle and to decrease that through the second nozzle in order to keep the ratio constant thrust of the two nozzles and, thereby, the attitude of the aircraft.

De toute façon, l'invention sera bien comprise à l'aide de la description qui suit, en référence au dessin schématique annexé, représentant, à titre d'exemple non limitatif, une forme d'exécution de ce moteur à turbine à gaz et d'un a-vion muni de ce moteur::
Fig. 1 est une vue de côté, en élévation, du moteur selon l'invention;
Fig. 2 est une vue en coupe suivant II-II de fig. 1;
Fig. 3 est une vue en bout suivant la flèche III de fig. 1;
Fig. 4 est une vue de côté, en élévation, de I'aYiogn.-
Comme le montre les fig. i à 3, le moteur désigné par la référence 9 comprend un premier compresseur axial 10, qui, lorsqu'il est en marche, envoie de l'air comprimé à un premier carter Il de section annulaire, situé immédiatement en aval du compresseur, et à un second compresseur axial ou compresseur haute pression il, entouré par la paroi intérieure 11A du carter.In any case, the invention will be clearly understood with the aid of the description which follows, with reference to the appended diagrammatic drawing, representing, by way of nonlimiting example, an embodiment of this gas turbine engine and an aircraft equipped with this engine:
Fig. 1 is a side view, in elevation, of the engine according to the invention;
Fig. 2 is a sectional view along II-II of FIG. 1;
Fig. 3 is an end view along arrow III of FIG. 1;
Fig. 4 is a side view, in elevation, of the aYiogn.-
As shown in figs. i to 3, the motor designated by the reference 9 comprises a first axial compressor 10, which, when it is running, sends compressed air to a first casing II of annular section, located immediately downstream of the compressor, and to a second axial compressor or high pressure compressor il, surrounded by the inner wall 11A of the casing.

Ce carter Il présente deux tubulures 13, qui s'étendent radialement et aboutissent à des conduits coudés respectifs 14, dont chacun se termine par une tuyère avant 15. Le carter il constitue un passage entre le compresseur 10 et les tuyères 15. This casing It has two pipes 13, which extend radially and lead to respective bent conduits 14, each of which ends in a front nozzle 15. The casing constitutes a passage between the compressor 10 and the nozzles 15.

Les conduits 14 sont aptes à pivoter relativement au carter il entre une position A, dans laquelle le courant de gaz qui stéchap pe des tuyères est parallèle à l'axe 16 du moteur, et une position B, dans laquelle ce courant est tranversal au dit axe. Chaque tubulure 13 et la zone adjacente du carter Il constituent une première chambre de combustion ou chambre de combustion auxiliaire 17, comportant un brûleur 18 raccordé à une conduite d'alimentation en combustible 19. L'écoulement du combustible vers la conduite 19 est contrôlé par un système 20 comportant un levier de commande manuelle 20A.The conduits 14 are able to pivot relative to the casing, it enters a position A, in which the stream of gas which stages from the nozzles is parallel to the axis 16 of the engine, and a position B, in which this stream is transverse to said axis. Each pipe 13 and the adjacent zone of the casing II constitute a first combustion chamber or auxiliary combustion chamber 17, comprising a burner 18 connected to a fuel supply line 19. The flow of fuel to the line 19 is controlled by a system 20 comprising a manual control lever 20A.

Le second compresseur 12 alimente en air comprimé une seconde chambre de combustion ou chambre de combustion principale 21, dont les gaz de combustion s'échappent à travers deux turbines 22, 23, reliées de manière à entraîner respectivement les compresseurs 10, 12. Le courant de gaz sortant de la turbine 23 pénètre dans un second carter 24, muni de deux tubulures 25, qui s'retendent radialement et aboutissent à des conduits coudés respectifs 26, dont chacun se termine par une tuyère d'éjection arrière 27. Le carter 24 constitue un passage entre la chambre de combustion 21 et les tuyères arrière 27. Comme les conduits coudés 14, les conduits coudés 26 peuvent pivoter relativement au carter associé 24 entre des positions A et B qui correspondent à celles des tuyères avant 15. La chambre de combustion 21 est reliée à une conduite d'alimentation en combustible 28.L'alimentation est contrôlée par un système 29 comportant un levier de commande manuelle 29A. The second compressor 12 supplies compressed air to a second combustion chamber or main combustion chamber 21, the combustion gases of which escape through two turbines 22, 23, connected so as to respectively drive the compressors 10, 12. The current of gas leaving the turbine 23 enters a second casing 24, provided with two pipes 25, which extend radially and terminate in respective bent conduits 26, each of which ends in a rear exhaust nozzle 27. The casing 24 constitutes a passage between the combustion chamber 21 and the rear nozzles 27. Like the bent conduits 14, the bent conduits 26 can pivot relative to the associated casing 24 between positions A and B which correspond to those of the front nozzles 15. The combustion 21 is connected to a fuel supply line 28. The supply is controlled by a system 29 comprising a manual control lever 29A.

On comprend que les deux chambres de combustion 17, 21 sont reliées en parallèle au compresseur 10, le courant d'air sortant de ce dernier étant divisé par la paroi lIA. It is understood that the two combustion chambers 17, 21 are connected in parallel to the compressor 10, the air stream leaving the latter being divided by the wall 11A.

En supposant le moteur qui vient d'être décrit installé dans l'avion représenté à la fig. 4, lorsque le dit moteur est en marche, au moins la chambre de combustion principale 21 est en service et une poussée est exercée sur l'avion par les jets J soF tant des tuyères 15, 27. Cette poussée propulse l'avion vers 1' avant ou vers le haut, suivant que les tuyères se trouvent dans la position A ou dans la position B.Des composantes de ces forces vers l'avant et vers le haut sont évidemment obtenues si les tuyères se trouvent dans des positions intermédiaires entre les positions A et B. Les tuyères 15 et 27 sont placées respectivement en avant et en arrière du centre de gravité 34 de l'appareil. Assuming the engine which has just been described installed in the airplane shown in fig. 4, when the said engine is running, at least the main combustion chamber 21 is in service and a thrust is exerted on the aircraft by the jets J soF both of the nozzles 15, 27. This thrust propels the aircraft towards 1 forward or upwards, depending on whether the nozzles are in position A or in position B. Components of these forces towards the front and upwards are obviously obtained if the nozzles are in intermediate positions between the positions A and B. The nozzles 15 and 27 are placed respectively in front of and behind the center of gravity 34 of the device.

En supposant que les tuyères sont dans la position B et que l'aVten a quitté le sol, par exemple est en train de planer, sa position en vol est déterminée principalement par les poussées respectives aux tuyères avant 15 et aux tuyères arrières 27. Cette position en vol est donc fortement influencée par l'entrée en service et la mise au repos de la chambre de combustion auxiliaire. Elle est aussi déterminée par une tuyère d' assiette 36 relativement petite, disposée a I'extrémité arrière de l'appareil et qui peut être commandée par le pilote pour le réglage de l'assiette . Cette tuyère est alimentée par de l'air venant du compresseur 12. Assuming that the nozzles are in position B and that the aVten has left the ground, for example is hovering, its flight position is mainly determined by the respective thrusts to the front nozzles 15 and to the rear nozzles 27. This position in flight is therefore strongly influenced by the entry into service and the quiescence of the auxiliary combustion chamber. It is also determined by a relatively small attitude nozzle 36, disposed at the rear end of the apparatus and which can be controlled by the pilot for adjusting the attitude. This nozzle is supplied with air coming from the compressor 12.

Les forces influençant la position en vol que produisent la mise en service et la mise au repos de la chambre de combustion auxiliaire 17 peuvent être compensées en utilisant la tuyère d'assiette 36, mais il faut alors utiliser à cet effet d' importantes quantités d'air, avec une diminution correspondante de la performance du moteur. Cet inconvénient est éliminé au moins en partie par l'invention, qui prévoit une conduite de bypass 30 et une valve 31, actionnable par un levier de commande manuel 32. The forces influencing the flight position produced by the commissioning and the resting of the auxiliary combustion chamber 17 can be compensated by using the trim nozzle 36, but it is then necessary to use for this purpose large quantities of air, with a corresponding decrease in engine performance. This drawback is eliminated at least in part by the invention, which provides a bypass line 30 and a valve 31, actuable by a manual control lever 32.

On supposera que la valve 31 est fermée et que la chambre de combustion 17 est hors service. Si l'on déplace alors la valve vers sa position d'ouverture, la pression dans le carter Il augmente celle dans le carter 24. I1 en résulte une diminution de la chute de pression à travers la turbine 23, en supposant la turbine 22 engorgée, un ralentissement du compresseur 10 relativement au compresseur 12. En d'autres termes, l'ouverture de la valve 2 équivant à une réduction de section des tuyères arrière et aboutit à un déplacement de poussée des tuyuères avant vers les tuyères arrière, diminuant évidemment le potentiel de pous sée de la chambre de combustion auxiliaire 17.En conséquence, si l'on déclenche la combustion dans la chambre auxiliaire 17 alors que la valve 31 est ouverte, l'augmentation de poussée aux tuyères avant due à cette chambre est inférieure a ce qutel- le aurait été si la valve 31 était fermée, tandis que la pous sée aux tuyères arrière est augmentée. En d'autres termes, il se produit une augmentation totale de poussée, tandis que lté- quilibre de l'inclinaison de l'appareil dans le sens longitudinal tend à rester inchangé. Si l'on met au repos la chambre de combustion auxiliaire ou si cette chambre tombe en panne, on ferme de nouveau la valve 31 pour éviter un changement inopportun de cette inclinaison.La tuyère d'assiette 36 peut toujours être utilisée pour la correction de l'assiette, mais son importance et, par conséquent, sa consommation d'air sont fortement réduites. It will be assumed that the valve 31 is closed and that the combustion chamber 17 is out of service. If the valve is then moved to its open position, the pressure in the casing It increases that in the casing 24. I1 results in a reduction in the pressure drop across the turbine 23, assuming the turbine 22 engorged , a slowing down of the compressor 10 relative to the compressor 12. In other words, the opening of the valve 2 equating to a reduction in cross section of the rear nozzles and results in a displacement of thrust from the front nozzles towards the rear nozzles, obviously decreasing the pushing potential of the auxiliary combustion chamber 17. Consequently, if combustion is started in the auxiliary chamber 17 while the valve 31 is open, the increase in thrust to the front nozzles due to this chamber is less to what it would have been if the valve 31 was closed, while the thrust to the rear nozzles is increased. In other words, a total increase in thrust occurs, while the balance of the tilt of the apparatus in the longitudinal direction tends to remain unchanged. If the auxiliary combustion chamber is put to rest or if this chamber breaks down, the valve 31 is closed again to avoid an untimely change in this inclination. The trim nozzle 36 can still be used for correction of the plate, but its importance and, consequently, its air consumption are greatly reduced.

On peut, comme variante, utiliser la soupape 31 au lieu de la tuyère 36 pour modifier l'assiette de l'appareil. One can, as a variant, use the valve 31 instead of the nozzle 36 to modify the attitude of the device.

Le courant sortant du conduit 30 pour pénétrer dans le carter 24 peut être dévié par un déflecteur 33 pour former un film le long de la face interne de ce carter. Ceci se justifie en partie pour des raisons d'aérodynamisme et, en partie, par une utilisation de l'air sortant de la conduite 30 pour le refroidissement du carter 24. Dans ce contexte, il convient de signaler que l'ouverture de la valve et, par conséquent, l'augmentation de la pression dans le carter 24 peuvent produire une augmentation de température dans ce dernier, qu'il peut donc être désirable de refroidire lorsque la valve 31 est ouverte. The current leaving the conduit 30 to enter the casing 24 can be deflected by a deflector 33 to form a film along the internal face of this casing. This is partly justified for aerodynamic reasons and, in part, by using the air leaving the line 30 for cooling the casing 24. In this context, it should be noted that the opening of the valve and, therefore, the increase in pressure in the housing 24 may produce an increase in temperature in the latter, which may therefore be desirable to cool when the valve 31 is open.

Claims

- CLAIMS

1.- Gas turbine type engine for aircraft propulsion, characterized in that it comprises a compressor, a first and a second combustion chamber connected in part to the compressor as regards the flow of the air, a first exhaust nozzle for the exhaust from the first combustion chamber, a second exhaust nozzle, for the exhaust from the second combustion chamber, said nozzles being spaced from each other the along an axis and each of them being movable so as to modify the direction of the flow of gas leaving it relative to this axis, a first passage between the compressor and the first combustion chamber, a second passage between the second chamber combustion and the second ejection nozzle, a pipe connecting one to the other said passages and a valve for controlling the flow in this pipe.

2.- Motor according to claim 1, characterized in that the connection between said pipe and the second passage comprises means for converting the current leaving the pipe into a cooling film inside the second passage.

3.- Engine according to claim 1 or claim 2 r characterized in that it is installed in an aircraft in a position such that the nozzles are located respectively in front and behind the center of gravity of the aircraft.