FR2904664A1 - Moteur a turbine a gaz a dispositif de post-combustion - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un moteur à turbine à gaz à flux dérivé, à mélangeur de gaz de turbine et d'air dérivé à lobes, comportant un dispositif de post-combustion comprenant une pluralité de gouttières faites de deux parties concaves espacées entre lesquelles circule un courant d'air réfrigérant provenant du flux dérivé du moteur. Le dispositif permet de réduire la longueur du canal d'éjection, donc le poids du moteur.
Description
Δ
La présente inventio concerne les moteurs à turbine à gaz .
Sur les moteurs à turbine à gaz destinés à des aéronefs conçus pour voler à des vitesses très élevées ou supersoniques, il esst d'usage de prévoir des dispositifs augmentant sensiblement la poussée du moteur lorsqu'on doit voler à de telles vitesses ,
Get-tte augmentation de poussée du moteur est généralement réalisée au moyen d'un dispositif de post-combustion . Après que les gaz de combustion sont passés de la turbine dans le canal d ' éjection!,du moteur, ils- conservent un certain potentiel rémanent de poussée du fait que? la. totalité de l'oxygène disponible n'a pas été brûlée . Mais comme oe dispositif consomme une quantité de carburant supplémentaire assez élevée, 11 n'est pas utilisé εn permanance mais seulement pendant des périodes de temps assez brèves afin de ne pas devoir transporter une trop grande quantité de carburant et/ou diminuer notablement le rayon d'action de l'aéronef .
Un dispositif typique de post-combustion est constitué par une série de gouttières annulaires de section transversale concave, disposées à l'extrémité avant du canal d'éjection, et par une série de collecteurs d'alimentation de carburant placés immédiatement en ampnt des gouttières . Ces dernières servant à stabiliser les flammes engendrées dans le canal d'éjection lorsque le carburant commence àarriver et que le mélange gazeux en résultant s'enflamme .
Uni moteur à turbine à gaz équipé d'un dispositif de post-combustion comporte généralement un canal d'éjeaction assez long abritant ce dispositif, ce qui augmente le poids du moteur .
Un dispositif de post-combustion peut s'appliquer à un moteur à flux dérivé et, dans ce cas, le mélange des gaz sortant de la turbine avec l'air plus froid du flux dérivé se. produit généralement avant le dispositif de post-combustion . Un tel X
menteur peut donc comporter un canal d'éjection encore plus long que celui d'un moteur à simple flux .
La présente invention a pour objet de réaliser un dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz du type à flux dérivé, permettant l'emploi d'un canal d'éjection plus court, donc plus léger .
Le moteur à turbine à gaz selon l'invention est un moteur à flux dérivé comportant un mélangeur de gaz de sortie de turbine et d'air dérivé du type à lobes, équipé d'un dispositif de post-combustion comprenant une pluralité de gouttières disposées radialement à l'intérieur du canal de raccordement, lesdites gouttières s'étendant dans les lobes du mélangeur, une partie de la paroi de chaque lobe constituant au moins une fraction de chaque gouttière .
De préférence, chaque gouttière comprend une partie radialement interne et une partie radialement externe, la partie radialement interne ayant une section transversale essentiellement concave, et la partie radialement externe comprenant une partie de la paroi du lobe et une partie de section transversale concave .
De préférence, chaque gouttière comporte une partie stabilisatrice de flammes et une partie formant paroi, éloignée de la partie stabilisatrice de flammes, comme il est décrit dons r-lo Bi'tf'vβi Fi'ançaia— u moine nom N" éυrre& υndaiit à là Demandé te Brevet Britannique 9388/77 .
Chaque gouttière pourra avoir une section longitudinale en Y dont les deux branches s'étendront dans des lobes contigus du mélangeur et seront fixées aux parois desdits lobes . L'invention est décrite ci-après en détail en se référant à un exemple préféré, non limitatif, de réalisation, représenté sur les dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique d'un moteur à turbine à gaz équipé d'un dispositif de post-sorabustion selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue perspective partielle d'une gouttière du dispositif de post-combustion ;
- la figure 3 est une coupe transversale de la partie de gouttière de la figure 2 ;
- la figure h estfc une vue du dispositif de post-combustion dans le sens de la flèche k de la figure 1 j et
- la figure est une vue selon la ligne - de la figure
La figure 1 montre un moteur à turbine à gaz comprenant une entrée d'air 10, un compresseur 12, un appareillage de combustion 14, une turbine 1<£>, un canal d'éjection 18 et une tuyère d'éjection 20
UM dispositif de post-combustion 22 est disposé à l' intérieur du canal d'élection 18 . Le moteur est du type' à flux dérivé dians lequel u e' fraction de l'air du compresseur court-circuite l'appareillage de combustion eet vient rejoindre, dans le canal d'élection, les gaz chauds sortant de la turbine . Pour aider au mélange des gaz, un mélangeur 2k est placé dans le canal d'éjection j ce mélangeur est fait d'une pluralité de lobes disposés de façon à diriger dans le canal d'éjection 18, les uns les gaz chauds provenant du canal de raccordement 26, et les lobes intermédiaires l'air froid du conduit dérivé 28 .
Dans un moteur à turbine à gaz moderne à grand rendement, la température des gaz de sortie de la turbine peut être supérieure à 1.000° K et il est très difficile de réaliser un système de gouttières pour dispositif de post-combustion pouvant-^supporter ces températures .La température s'abaisse après le mélange de l'air dérivé avec les gaz de sortie de la turbine mais l'installation des gouttières dans cette zone de gaz plus froids oblige à prévoir un canal d'éjection 18 plus long aveac toutes les conséquences d'alourdissement qui en résultent .
Donc, pour raccourcir le canal d'éjection, 18, on dispose, à l'intérieur du mélangeur 24, dans le courant de gaz sortant de la turbine, une pluralité de gouttières 30 de forme générale en Y, radialement réparties . La partie radialement interne k2 de chaque gouttière comporte une partie stabilisatrice de flammes 32, de section transversale concave, et une partie formant paroi 34, de section transversale également concave 34, la partie stabilisatrice de flammes étant disposée de façon que sa concavité soit dirigée vers l'aval du canal d'éjection . Les parties 32 et jk sont réunies par des moyens appropriés le long de leurs bords aval de façon à laisser subsister le long de ces derniers des fentes étroites 36
Pendant l'usage, l'intérieur de ces gouttières creuses est rempli d'air réfrigérant provenant du conduit dérivé 28 et qui se trouve dévié des lobes du mélangeur par des déflecteurs 48 placés aux extrémités radialement externes des parties de gouttières 42 . L'air réfrigérant s'échappe ensuite des gouttières dans le sens aval par les fentes 36 et contribue à entretenir des tourbillons 3 au voisinage immédiat des partie stabilisatrices de flammes, donc à améliorer la stabilité de ces dernières .
Les parties radialement externes 44 des gouttières bifurquent et sont fixées aux parois 46 des lobes du mélangeur 24 . Comme les premières, elles comportent une partie stabilisatrice de flammes 32 et une partie formant paroi 34 (voir figure 5) mais elles sont alimentées en air réfrigérant par une pluralité d'orifices 0 percés dans les parois 46 des lobes du mélangeur 24 . Cet air s'échappe, comme précédemment, par les fentes 36 qui se prolongent sur toute la longueur de chaque côté de la partie 44 de chaque gouttière . La largeur de chaque partie radialement externe 44 est donc la moitié de la largeur de la partie radialement interne 42 et une moitié de la gouttière inclut une fraction de la paroi 46 du mélangeur 24 . A proximité de la paroi 46, il ne se proβuit qu'un seul ifcoαrbil-Lαn . Le carburant estt injecté dans les gaz sortant de la turbine immédiatement en amont des parties radialement internes 42 des gouttières, de préférence dans une direction telle que le carburant nébulisé passera entres les gouttières . D'autres injecteurs 52 sont également placés dans le courant d'air dérivé, dans les lobes du mélangeur 24 ; ces derniers injecteurs ont pour but d'amener du carburant aux parties radialement externes 44 des gouttières < De préférence, les injecteurs 52 sont placés au voisinage immédiat des extrémités aval des lobes mais pourront être disposés, légèrement plus en amont de façon que le jet de gouttelettes de carburant qui en jaillit vienne? frapper les extrémités aval de la paroi 46 et contribue à la refroidir .
Conformément à l'invention, les gouttières sont donc effectivement logées dans le mélangeur 24 et, par conséquent, la lonfuear du canal d'éjection peut être réduite au 'strict minimum et son poids en est donc assez faible . Les gouttières sont refroidies afin de leur permettre de supporter les températures très élevées régnant dans les gaz de sortie de turbine à l'intérieur du mélangeur 24, conformément au Brevet- *> Fr-anoaio' prΑ +.& }—au ômo ao i—K-*
-précité oorroopondan —à la Demande do.Brovot Britannique/ 9388/77 *
Claims (6)
- REVENDICATIONS1. Moteur à turbine à gaz du type à flux dérivé comportant un mélangeur de gaz de sortie de turbine et d'air dérivé du type à lobes, et un dispositif de post-combustion comprenant une pluralité de gouttières, caractérisé en ce que 5 lesdites gouttières sont disposées radialement à 1 ' inférieur du canal de raccordement, lesdites gouttières s'étendant dans les lobes du mélangeur, une partie de la paroi de chaque lobe constituant au moins une fraction de chaque gouttière .0
- 2. Moteur à turbine à gaz selon la Revendication 1, caractérisé en ce que chaque gouttière comprend une partie radialement interne et une partie radialement externe, la partie radialement interne ayant une section transversale essentiellement concave, et la partie radialement externe com5 prenant une partie de la paroi du lobe et une partie de section transversale concave .
- 3. M0teur à turbine à gaz selon une quelconque 'des Revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que chaque gouttière présente une section longitudinale en forme de Y dont les deux © branches s'étendent dans des lobes contigus du mélangeur et sont fixées aux parois ! desdits lobes .
- 4. Moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Revendications 1, 2 ou 3 caractérisé en ce que chaque gouttière comporte une partie stabilisatrice de flammes et une partie 5 formant paroi, éloignée de la partie stabilisatrice de flammes de façon à définir entrée elles un espace dans lequel sera admis de l'air réfrigérant lorsque le moteur fonctionne . Υ
- 5. Moteur à turbine à gaz selon la Revendication 4, caractérisé en ce que le mélangeur comporte une pluralité d'orifices permettant à l'air d'accéder à l'espace séparant la partie stabilisatrice de flammes et la partie formant paroi de la partie radialement externe de chaque gouttière .
- 6. Moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Revendications 4 ou 5 caractérisé en ce que le mélangeur comportée des déflecteurs guidant l'air dans l'espace séparant la partie stabilisatrice de flammes et la partie formant paroi de la partie radialement interne de chaque gouttière 0
Applications Claiming Priority (1)
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20080131 |