FR2709342A1 - Turbojet post-combustion device - Google Patents
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- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
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Abstract
Description
On connaît déjà, par exemple par la demande de brevet français N0 92 il 859, un dispositif de post-combustion pour turboréacteur à double flux comprenant une turbine à gaz à aubages et au moins deux parois annulaires ayant un axe de sensible révolution commun, la deuxième de ces parois étant radialement écartée de la première desdites parois et étant située entre la première paroi et ledit axe, les deux parois étant en outre disposées en aval des aubages de turbine à gaz par rapport au sens axial d'écoulement des gaz à travers lesdits aubages et délimitant entre elles un premier passage d'écoulement d'un comburant possédant une première température, cependant que, d'une part, la deuxième paroi coopère à délimiter un deuxième passage pour l'écoulement des gaz de combustion s 'échappant desdits aubages et possédant une deuxième température supérieure à ladite première température, ce deuxième passage étant séparé du premier passage par la deuxième paroi, d'autre part, la zone de post-combustion étant délimitée par un prolongement de la première paroi situé en aval des deuxdits passages, des bras accroche-flammes 5 'étendent dans des plans radiaux par rapport audit axe, au moins à l'intérieur du deuxième passage, et sont conformés chacun en un dièdre, délimité par deux plaques externes ayant une arête commune, et, ayant une section externe en V dont la pointe est orientée vers l'amont par rapport au sens axial général d'écoulement desdits gaz de combustion. Already known, for example from French patent application No. 92 il 859, a post-combustion device for a turbofan engine comprising a bladed gas turbine and at least two annular walls having a common axis of sensitive revolution, the second of these walls being radially spaced from the first of said walls and being located between the first wall and said axis, the two walls being further arranged downstream of the gas turbine blades relative to the axial direction of flow of the gases through said blades and delimiting between them a first flow passage of an oxidant having a first temperature, while, on the one hand, the second wall cooperates in delimiting a second passage for the flow of combustion gases escaping from said blades and having a second temperature higher than said first temperature, this second passage being separated from the first passage by the two th wall, on the other hand, the post-combustion zone being delimited by an extension of the first wall situated downstream of the two said passages, flame-holding arms 5 ′ extend in radial planes relative to said axis, at least at the interior of the second passage, and are each shaped as a dihedral, delimited by two external plates having a common edge, and, having an external V-shaped section whose tip is oriented upstream relative to the general axial direction of flow of said combustion gases.
Dans un tel dispositif de post-combustion, les bras accroche-flammes, radiaux, sont soumis à des gradients de températures importants, ce qui est défavorable à la longévité desdits bras. Il a également été constaté que, sans précaution particulière, la combustion restait encore instable, et qu'en outre le rendement de cette combustion restait imparfait. In such a post-combustion device, the flame catching arms, radial, are subjected to significant temperature gradients, which is unfavorable to the longevity of said arms. It has also been found that, without any particular precaution, the combustion remains still unstable, and that in addition the efficiency of this combustion remains imperfect.
L'invention entend remédier à ces divers inconvénients en définissant de nouvelles caractéristiques desdits bras accroche-flammes, destinées à réduire l'instabilité de la combustion, à améliorer le rendement de cette combustion et, en réduisant les gradients de températures auxquelles sont exposés les bras, à accroître leur longévité. The invention intends to remedy these various drawbacks by defining new characteristics of said flame catching arms, intended to reduce the instability of combustion, to improve the efficiency of this combustion and, by reducing the temperature gradients to which the arms are exposed. , to increase their longevity.
A cet effet, selon l'invention, chacune des deux plaques externes comporte une lisière aval, qui présente une dentelure s'étendant au moins sur une partie de sa longueur. To this end, according to the invention, each of the two external plates has a downstream selvedge, which has serrations extending at least over part of its length.
Cette dentelure s'étend donc, soit sensiblement sur la moitié de la longueur de la partie de la lisière contenue dans le deuxième passage, à partir de la deuxième paroi, soit sur la totalité de la longueur de Ia partie de la lisière contenue dans le deuxième passage. This serration therefore extends, either substantially over half the length of the portion of the selvedge contained in the second passage, from the second wall, or over the entire length of the portion of the selvedge contained in the second pass.
Les avantageuses dispositions suivantes sont en outre de préférence adoptées:
- la dentelure comprend une succession de découpes de la plaque externe, qui débouchent dans la lisière et qui sont séparées l'une de la suivante par une partie pleine de la lisière;
- la largeur d'une partie pleine, séparant deux découpes qui lui sont adjacentes, est sensiblement égale à la largeur de la partie découpée de la lisière correspondant à chaque découpe;
- ladite largeur est comprise entre 1/30 et 1/50 de la longueur de la partie de la lisière contenue dans le deuxième passage;
- chaque découpe est conformée en un demi-disque creux, circulaire;
- une partie de chaque bras accroche-flammes s'étend entre les première et deuxième parois, à l'intérieur du premier passage, et comporte un évidement de réception et de fixation d'un anneau d'injection de carburant coaxial audit axe;
- chaque bras accroche-flammes est fixé sur la première paroi;
- ce dispositif comporte une troisième paroi annulaire ayant un axe de révolution constitué par ledit axe, et, disposée entre cet axe et la deuxième paroi, le deuxième passage étant délimité entre lesdites deuxième et troisième parois.The following advantageous arrangements are also preferably adopted:
- The serration comprises a succession of cuts in the outer plate, which open into the selvedge and which are separated one from the next by a solid part of the selvedge;
- The width of a solid part, separating two cutouts which are adjacent to it, is substantially equal to the width of the cut part of the selvedge corresponding to each cut;
- Said width is between 1/30 and 1/50 of the length of the part of the edge contained in the second passage;
- Each cut is shaped into a hollow, circular half-disc;
- A part of each flame catching arm extends between the first and second walls, inside the first passage, and comprises a recess for receiving and fixing a fuel injection ring coaxial with said axis;
- Each flame catching arm is fixed to the first wall;
- This device comprises a third annular wall having an axis of revolution constituted by said axis, and, disposed between this axis and the second wall, the second passage being delimited between said second and third walls.
Les avantages principaux d'un dispositif de post-combustion conforme à l'invention réside effectivement dans une amélioration de la stabilité de la postcombustion et/ou du rendement de cette post-combustion, ainsi que de la longévité des bras accroche-flammes. The main advantages of an afterburner device according to the invention effectively resides in an improvement in the stability of the afterburner and / or in the efficiency of this afterburner, as well as in the longevity of the flame catching arms.
L'invention sera mieux comprise, et des caractéristiques secondaires et leurs avantages apparaîtront au cours de la description de réalisation donnée cidessous à titre d'exemple. The invention will be better understood, and secondary characteristics and their advantages will appear during the description of embodiment given below by way of example.
il est entendu que la description et les dessins ne sont donnés qu'à titre indicatif et non limitatif. it is understood that the description and the drawings are given for information only and are not limiting.
n sera fait référence aux dessins annexés, dans lesquels:
- la figure 1 est une coupe axiale partielle d'un turboréacteur à double flux comportant un dispositif de post-combustion conforme à l'invention.Reference will be made to the appended drawings, in which:
- Figure 1 is a partial axial section of a turbofan engine comprising a post-combustion device according to the invention.
- la figure 2 est une vue d'un bras conforme à une première variante de réalisation de l'invention, vu d'aval vers l'amont, suivant la flèche F de la figure 3;
- la figure 3 est une coupe suivant III-E de la figure 2;
- les figures 4 et 5 sont des coupes suivant IV-1V et V-V, respectivement, de la figure 3; et,
- la figure 6 est une coupe analogue à celle de la figure 3, d'un bras conforme à une deuxième variante de réalisation de l'invention.- Figure 2 is a view of an arm according to a first alternative embodiment of the invention, seen from downstream to upstream, along arrow F of Figure 3;
- Figure 3 is a section along III-E of Figure 2;
- Figures 4 and 5 are sections along IV-1V and VV, respectively, of Figure 3; and,
- Figure 6 is a section similar to that of Figure 3, of an arm according to a second embodiment of the invention.
Le turboréacteur à double flux et post-combustion, représenté partiellement sur la figure 1, comprend:
- une chambre de combustion 1, annulaire, de révolution d'axe 2;
- deux aubages 3, 4 de rotors 53, 54 de turbine à gaz montés rotatifs autour de l'axe 2, traversés, suivant un sens général d'écoulement D, parallèle à l'axe 2, par les gaz de combustion s'échappant de la chambre de combustion 1,
- des première 6, deuxième 7 et troisième 8 parois annulaires, de révolution d'axe 2, qui sont écartées radialement de l'axe 2 et se succèdent radialement à partir de l'axe 2 dans l'ordre suivant de la troisième 8, puis de la deuxième 7, et enfin de la première paroi 6;
- un premier passage 9, compris entre les première 6 et deuxième parois 7, dans lequel circule, parallèlement au sens d'écoulement D, du comburant préalablement comprimé, provenant d'une turbosoufflante située en amont; et,
- un deuxième passage 10, compris entre les deuxième 7 et troisième parois 8, recevant la totalité des gaz de combustion traversant les aubages 3, 4;
- des bras 11, qui s'étendent à l'intérieur des premier 9 et deuxième passages 10, en étant fixés, par des vis 12 sur la première paroi 6, étant en outre orientés légèrement en oblique par rapport à un plan perpendiculaire à l'axe 2, de leurs extrémités 13 fixés sur la première paroi 6 et située en amont, vers les autres extrémités 14, située en aval et adjacente à la troisième paroi 8; ces bras 11 sont en outre angulairement régulièrement espacés les uns des autres, et s'étendent sensiblement chacun dans un plan radial contenant l'axe 2;
- des conduits de carburant 31, qui sont fixés sur la première paroi 6, et s'étendent radialement, à partir de cette paroi, à l'intérieur des premier (9) et deuxième (10) passages, en étant reliés à des rampes 51 d'alimentation en carburant, et comprenant plusieurs trous traversant 52, qui débouchent, dans le deuxième passage 10, parallèlement à l'axe 2, vers l'aval, et constituent autant d'orifices d'injection du carburant, les axes desdits conduits 31 étant contenus dans un même plan transversal P31 perpendiculaire à l'axe 2, disposé entre les aubages 4 les plus proches des bras Il et lesdits bras 11.The turbofan and post-combustion turbojet engine, partially shown in FIG. 1, comprises:
- A combustion chamber 1, annular, of axis 2 revolution;
- two blades 3, 4 of gas turbine rotors 53, 54 rotatably mounted around the axis 2, crossed, in a general direction of flow D, parallel to the axis 2, by the escaping combustion gases of combustion chamber 1,
- first 6, second 7 and third 8 annular walls, of axis 2 revolution, which are radially spaced from axis 2 and succeed one another radially from axis 2 in the following order of third 8, then the second 7, and finally the first wall 6;
- A first passage 9, between the first 6 and second walls 7, in which circulates, parallel to the direction of flow D, of the oxidizer previously compressed, coming from a turbofan located upstream; and,
- A second passage 10, between the second 7 and third walls 8, receiving all of the combustion gases passing through the blades 3, 4;
- Arms 11, which extend inside the first 9 and second passages 10, being fixed, by screws 12 on the first wall 6, being further oriented slightly obliquely with respect to a plane perpendicular to the axis 2, of their ends 13 fixed on the first wall 6 and located upstream, towards the other ends 14, located downstream and adjacent to the third wall 8; these arms 11 are also angularly regularly spaced from each other, and each extend substantially in a radial plane containing the axis 2;
- fuel lines 31, which are fixed on the first wall 6, and extend radially, from this wall, inside the first (9) and second (10) passages, being connected to ramps 51 for fuel supply, and comprising several through holes 52, which open, in the second passage 10, parallel to the axis 2, downstream, and constitute as many fuel injection orifices, the axes of said conduits 31 being contained in the same transverse plane P31 perpendicular to the axis 2, disposed between the blades 4 closest to the arms II and said arms 11.
1l est nécessaire, pour que les bras 11 remplissent correctement la fonction principale qui sera exposée ci-après, qu'ils s'étendent au moins à l'intérieur du deuxième passage 10. Dans le cas présent, une partie 11A s'étend effectivement à l'intérieur du deuxième passage 10, et, une partie 11B s'étend à l'intérieur du premier passage 9. Dans cette partie 11B, un évidement 15 du bras est ménagé pour recevoir et fixer un anneau 16 contenant une rampe 17 d'injection de carburant, reliée par un conduit 18 à une alimentation en carburant 19. 1l is necessary, so that the arms 11 correctly fulfill the main function which will be explained below, that they extend at least inside the second passage 10. In the present case, a part 11A actually extends inside the second passage 10, and a part 11B extends inside the first passage 9. In this part 11B, a recess 15 in the arm is made to receive and fix a ring 16 containing a ramp 17 d fuel injection, connected by a conduit 18 to a fuel supply 19.
il convient d'observer que si les deuxième 7 et troisième parois 8 sont limitées axialement par les bras 11, la première paroi externe 6, s'étend au-delà des bras 11 et définit une enceinte de post-combustion 20. Par ailleurs, les températures des fluides circulant dans les premier et deuxième passages sont très différentes: celle, T1, du comburant comprimé, généralement de l'air, contenu dans le premier passage 9 est de l'ordre de la centaine de degrés C., alors que celle T2 des gaz de combustion contenus dans le deuxième passage 10 est de l'ordre du millier de degrés C.. Par ailleurs, le deuxième passage 10 pourrait, en variante, s 'étendre jusqu'à l'axe 2; dans ce cas où il n'y aurait pas de troisième paroi 8. it should be observed that if the second 7 and third walls 8 are axially limited by the arms 11, the first external wall 6, extends beyond the arms 11 and defines an after-combustion chamber 20. Furthermore, the temperatures of the fluids circulating in the first and second passages are very different: that, T1, of the compressed oxidizer, generally air, contained in the first passage 9 is of the order of a hundred degrees C., while that T2 of the combustion gases contained in the second passage 10 is of the order of a thousand degrees C. Furthermore, the second passage 10 could, as a variant, extend to the axis 2; in this case where there would be no third wall 8.
Selon la réalisation représentée en regard des figures 2, 3, 4 et 5, chaque bras 11 comprend:
- une tôle pliée en un dièdre ayant deux ailes 21-22, qui définit le contour externe du bras, la section droite du dièdre étant conformée en un V, dont la bissectrice 23 est sensiblement parallèle à la direction de l'axe 2, et dont le sommet 24 de l'angle est orienté vers l'amont, les branches du V étant elles-mêmes orientées vers l'aval par rapport au sens général D d'écoulement du flux gazeux;
- à l'intérieur du dièdre 21-22, une tôle 25 cintrée suivant une section droite semi-circulaire, dont les deux lisières 26, 27 sont fixées par des ergots de fixation 28, soudés 29, respectivement auxdites ailes 21-22;
- une enceinte intérieure 30, délimitée entre les ailes 21-22 et la tôle 25, communicant avec la partie 11B du bras par deux orifices 34, 35;
- un conduit 32, qui s'étend sur la hauteur de la partie 11A du bras 11, en étant contenu à l'intérieur de l'enceinte 30, en étant situé à proximité de l'angle rentrant du dièdre 21, 22, en ayant son extrémité 32A la plus proche de ltaxe 2 obturée et fixée dans une plaque 33 de fermeture de l'enceinte intérieure 30, et, en débouchant, à son autre extrémité 32B, la plus éloignée de l'axe 2, dans la partie 11B du bras à travers l'orifice 34, une pluralité de trous traversant 38 faisant communiquer le conduit 32 avec l'enceinte intérieure 30 et débouchant en regard des parties les plus chaudes des ailes 21-22, à proximité du sommet 24; et,
- à la partie du bras 11 la plus éloignée de l'axe 2, est prévue une plaque 13 de fixation, par exemple par des vis 37, du bras 11 sur la première paroi 6.According to the embodiment shown with reference to FIGS. 2, 3, 4 and 5, each arm 11 comprises:
a sheet folded into a dihedral having two wings 21-22, which defines the external contour of the arm, the cross section of the dihedron being shaped into a V, the bisector 23 of which is substantially parallel to the direction of the axis 2, and whose apex 24 of the angle is oriented upstream, the branches of the V themselves being oriented downstream relative to the general direction D of flow of the gas flow;
- inside the dihedral 21-22, a sheet 25 bent along a semi-circular cross section, the two edges 26, 27 of which are fixed by fixing lugs 28, welded 29, respectively to said wings 21-22;
- An inner enclosure 30, delimited between the wings 21-22 and the sheet 25, communicating with the part 11B of the arm by two orifices 34, 35;
- A conduit 32, which extends over the height of the part 11A of the arm 11, being contained inside the enclosure 30, being located near the re-entrant angle of the dihedral 21, 22, having its end 32A closest to axis 2 closed and fixed in a plate 33 for closing the inner enclosure 30, and, by opening, at its other end 32B, the furthest from axis 2, in part 11B from the arm through the orifice 34, a plurality of through holes 38 communicating the conduit 32 with the inner enclosure 30 and emerging opposite the hottest parts of the wings 21-22, near the apex 24; and,
- a part 13 of the arm 11 furthest from the axis 2 is provided for a fixing plate 13, for example by screws 37, of the arm 11 on the first wall 6.
A noter que, dans la réalisation des figures 2 à 5, les lisières d'extrémités des ailes 21-22 sont dentelées sur la totalité de la partie de ces lisières appartenant à la partie 11A du bras 11. Les dentelures sont elles-mêmes constituées par les parties pleines 39 de la lisière, séparées par de petites échancrures semi-circulaires 40. La largeur L39 d'une "dent" est sensiblement égale au diamètre D40 d'une échancrure, et est généralement comprise entre 1/30 et 1/50 de la longueur LîlA de la partie des lisières appartenant à la partie 11A du bras 11. Note that, in the embodiment of FIGS. 2 to 5, the edges of the ends of the wings 21-22 are serrated over the entire part of these edges belonging to the part 11A of the arm 11. The serrations are themselves formed by the solid parts 39 of the selvedge, separated by small semicircular notches 40. The width L39 of a "tooth" is substantially equal to the diameter D40 of a notch, and is generally between 1/30 and 1 / 50 of the length LîlA of the part of the selvedges belonging to part 11A of the arm 11.
La seule différence entre la réalisation des figures 2 à 5 et celle de la figure 6 réside dans l'étendue de la dentelure des lisières des ailes 21-22: dans la réalisation de la figure 6, Ia dentelure (succession des parties pleines 39 des lisières des ailes 21-22 et des échancrures 40) s'étend à partir de l'évidement 15 le long d'approximativement la moitié de la longueur LîlA de la partie 11A des lisières. The only difference between the embodiment of FIGS. 2 to 5 and that of FIG. 6 resides in the extent of the serration of the edges of the wings 21-22: in the embodiment of FIG. 6, the serration (succession of the solid parts 39 of edges of the wings 21-22 and the notches 40) extends from the recess 15 along approximately half the length LîlA of the part 11A of the edges.
Les dispositions suivantes ont en outre été adoptées:
- la tôle cintrée 25, délimitée à ses extrémités radiales par deux tôles transversales 41, 42 n'est pas jointive avec Ia plaque 33 fermant l'enceinte intérieure 30 à l'une des extrémités radiales de la partie des ailes 21-22, située dans la partie 11A du bras 11, ni avec la plaque 43 délimitant l'enceinte intérieure 30 à l'autre extrémité radiale de la partie des ailes 21-22 située dans la partie 11A du bras 11, ni avec les lisières (39-40) des ailes 21-22 (sauf dans les zones des ergots de fixation 28); des passages 44, 45 sont ménagés entre les tôles 41, 42 et les plaques 33, 43 respectivement, permettant un écoulement gazeux à l'intérieur de l'enceinte intérieure 30 le long desdites plaques et tôles; de même des passages radiaux 55, 56 sont ménagés entre les lisières des ailes 21-22 de la tôle externe et les lisières 26, 27 de la tôle 25;
- à proximité de la plaque 33, l'extrémité 32A du conduit 32 est munie d'un ergot 46 de centrage de la tôle 25, qui est introduit pour ce faire dans un trou 47 que comporte ladite tôle 25, ledit ergot étant solidaire d'un support 49 muni d'un trou le passage 50;
- la partie 11B du bras 11 comporte, d'une part deux supports parallèles 48, sensiblement radiaux et parallèles à la direction D, reliant la plaque de fixation 13 à la plaque 43, d'autre part l'évidement 15 de réception de l'anneau 16 et de la rampe 17 d'injection de carburant.The following provisions have also been adopted:
- the curved sheet 25, delimited at its radial ends by two transverse sheets 41, 42 is not contiguous with the plate 33 closing the inner enclosure 30 at one of the radial ends of the part of the wings 21-22, located in the part 11A of the arm 11, neither with the plate 43 delimiting the internal enclosure 30 at the other radial end of the part of the wings 21-22 located in the part 11A of the arm 11, nor with the selvedges (39-40 ) wings 21-22 (except in the areas of the fixing lugs 28); passages 44, 45 are provided between the sheets 41, 42 and the plates 33, 43 respectively, allowing a gas flow inside the internal enclosure 30 along said plates and sheets; similarly, radial passages 55, 56 are formed between the edges of the wings 21-22 of the outer sheet and the edges 26, 27 of the sheet 25;
- near the plate 33, the end 32A of the conduit 32 is provided with a lug 46 for centering the sheet 25, which is introduced to do this in a hole 47 that comprises said sheet 25, said lug being integral with 'A support 49 provided with a hole the passage 50;
- The part 11B of the arm 11 comprises, on the one hand two parallel supports 48, substantially radial and parallel to the direction D, connecting the fixing plate 13 to the plate 43, on the other hand the recess 15 for receiving the ring 16 and the fuel injection ramp 17.
Un conduit de carburant 57 est introduit à l'intérieur de l'enceinte 30 de chaque bras 11, en traversant un orifice de passage 58 ménagé dans la première paroi 6, puis en traversant le premier passage 9 et l'orifice 35, et est ainsi placé entre le conduit de comburant 32 et la face interne de la tôle cintrée 25. Ce conduit 57 a son extrémité 59 la plus proche de l'axe 2 obturée et constituant un ergot de centrage du conduit 57 dans le trou de passage 50. A proximité de son autre extrémité 60, le conduit 57 est fixé, par exemple au moyen d'une plaque de fixation 61, dont il est solidaire, et de vis 62, sur la première paroi 6. Cette autre extrémité 60 du conduit 57 est par ailleurs raccordée (63) à un conduit 64 d'alimentation en carburant. Enfin, la partie du conduit de carburant 57 contenue dans l'enceinte 30 est munie de trous traversant 65, qui constituent autant d'orifices d'injection de carburant. A fuel conduit 57 is introduced inside the enclosure 30 of each arm 11, passing through a passage orifice 58 formed in the first wall 6, then crossing the first passage 9 and the orifice 35, and is thus placed between the oxidizer duct 32 and the internal face of the curved sheet 25. This duct 57 has its end 59 closest to the closed axis 2 and constituting a lug for centering the duct 57 in the through hole 50. Near its other end 60, the conduit 57 is fixed, for example by means of a fixing plate 61, of which it is integral, and with screws 62, on the first wall 6. This other end 60 of the conduit 57 is also connected (63) to a fuel supply conduit 64. Finally, the part of the fuel conduit 57 contained in the enclosure 30 is provided with through holes 65, which constitute as many fuel injection orifices.
Au cours du fonctionnement de la turbomachine, les gaz d'échappement chauds s'écoulent dans le passage annulaire 10 et pénètrent dans l'enceinte 20 de post-combustion en léchant les faces externes des ailes 21-22, des bras 11. Le carburant injecté au moyen de la rampe annulaire d'injection 17 et le comburant, qui s'écoule dans le passage annulaire 9, forment un nouveau mélange, qui, en pénétrant dans l'enceinte de post-combustion 20, s'enflamme. Le carburant injecté à travers les trous 52 des conduits radiaux de carburant 31, entraîné par le flux de gaz s'échappant des aubages 4, pénètre également dans la chambre de postcombustion 20, où il s'enflamme. Enfin, le carburant injecté dans les enceintes 30 des divers bras 11, à travers les trous d'injection 65 des conduits 57, se mélange au comburant traversant les trous 38 des conduits 32, et est ainsi entraîné vers la chambre de post-combustion 20 où il s'enflamme, après avoir traversé les passages 44, 45, 55 et 56 ménagés entre des tôles 25 et (21-22). During the operation of the turbomachine, the hot exhaust gases flow into the annular passage 10 and enter the post-combustion chamber 20 by licking the external faces of the wings 21-22, of the arms 11. The fuel injected by means of the annular injection ramp 17 and the oxidizer, which flows in the annular passage 9, form a new mixture, which, penetrating into the post-combustion chamber 20, ignites. The fuel injected through the holes 52 of the radial fuel conduits 31, entrained by the flow of gas escaping from the blades 4, also enters the afterburner chamber 20, where it ignites. Finally, the fuel injected into the enclosures 30 of the various arms 11, through the injection holes 65 of the conduits 57, mixes with the oxidant passing through the holes 38 of the conduits 32, and is thus entrained towards the post-combustion chamber 20 where it ignites, after passing through the passages 44, 45, 55 and 56 formed between sheets 25 and (21-22).
Les bras Il ont pour but de rendre stable cette combustion, qui se produit dans l'enceinte de post-combustion 20. Pour ce faire, les lisières des ailes 21-22 desdits bras ont été munies des "dents" 39, qui, en accrochant la flamme, stabilise la combustion. The arms II are intended to make this combustion stable, which occurs in the post-combustion chamber 20. To do this, the edges of the wings 21-22 of said arms have been provided with "teeth" 39, which, in catching the flame, stabilizes combustion.
Lorsque la dentelure s'étend sur la totalité des lisières des ailes 21-22 (figures I à 5), la combustion est stabilisée au maximum: le rendement de cette combustion est maximal et les performances de la turbomachine sont elles aussi maximales. When the serration extends over all of the edges of the wings 21-22 (FIGS. 1 to 5), the combustion is stabilized to the maximum: the efficiency of this combustion is maximum and the performance of the turbomachine is also maximum.
Lorsque la dentelure ne s'étend que sur une partie des lisières, tel que par exemple sur la moitié de ces lisières (figure 6), les "dents" 39 accrochent la flamme dans la zone la plus proche de la rampe 17 d'injection de carburant, ce qui provoque un étagement plus grand des fronts de flamme radialement, entre les extrémités des bras 11. L'instabilité de la combustion est réduite, pour chaque inclinaison déterminée des bras 11. When the serration extends only over part of the selvedges, such as for example over half of these selvedges (FIG. 6), the "teeth" 39 catch the flame in the zone closest to the injection ramp 17 of fuel, which causes a greater staging of the flame fronts radially, between the ends of the arms 11. The instability of combustion is reduced, for each determined inclination of the arms 11.
De façon générale, l'alternance des échancrures 40 et des "dents" 39 modifie l'écoulement tourbillonnaire en aval des bras 11, en favorisant un brassage plus important du mélange comburant-carburant. Ce brassage a pour résultat la réduction en aval des bras 11, des poches de carburant, qui en partie provoquent l'instabilité de la combustion. En outre, ce brassage crée une recircuIation amplifiée des gaz qui, en augmentant le temps de séjour des gaz, augmente également le rendement de la combustion. Generally, the alternation of the notches 40 and the "teeth" 39 modifies the swirl flow downstream of the arms 11, by promoting greater mixing of the oxidant-fuel mixture. This mixing results in the reduction downstream of the arms 11, of the fuel pockets, which in part cause the instability of combustion. In addition, this stirring creates an amplified recirculation of the gases which, by increasing the residence time of the gases, also increases the combustion efficiency.
Par ailleurs, le fait de pouvoir accrocher les flammes le long des lisières des ailes 21-22 des bras 11 permet de réduire les gradients de températures auxquelles sont soumis les bras, et, ainsi, d'améliorer la longévité des bras 11. Furthermore, being able to hang the flames along the edges of the wings 21-22 of the arms 11 makes it possible to reduce the temperature gradients to which the arms are subjected, and thus to improve the longevity of the arms 11.
L'invention n'est pas limitée aux réalisations décrites, mais en couvre au contraire toutes les variantes qui pourraient leur être apportées sans sortir de leur cadre ni de leur esprit. The invention is not limited to the embodiments described, but on the contrary covers all the variants which could be made to them without departing from their scope or their spirit.
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