FR2904684A1 - Dispositif de post-combustion pour moteur a turbine a gaz - Google Patents

Dispositif de post-combustion pour moteur a turbine a gaz Download PDF

Info

Publication number
FR2904684A1
FR2904684A1 FR7806192A FR7806192A FR2904684A1 FR 2904684 A1 FR2904684 A1 FR 2904684A1 FR 7806192 A FR7806192 A FR 7806192A FR 7806192 A FR7806192 A FR 7806192A FR 2904684 A1 FR2904684 A1 FR 2904684A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
afterburner
engine according
gutter
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
FR7806192A
Other languages
English (en)
Inventor
Addison Charles Maguire
John Matthew Hall
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.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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
Priority claimed from GB0938877A external-priority patent/GB1605456A/en
Application filed by Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
Publication of FR2904684A1 publication Critical patent/FR2904684A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/11—Heating the by-pass flow by means of burners or combustion chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)

Abstract

L'invention concerne un dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz comportant une pluralité de gouttières faites de deux parties concaves espacées entre lesquelles circule un courant d'air réfrigérant provenant du flux dérivé du moteur.

Description

Ia présente invention concerne les dispositifs de post-combustion pour 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 est Jj d'usage de prévoir des dispositifs augmentant sensiblement la poussée du moteur lorsqu'on doit voler à de telles vitesses .
Cette 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 ce dispositif consomme une quantité de carburant supplémentaire assez élevée, il n'est pas utilisé en peεrraanence mais seulement pendant des périodes 5 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, 0 disposées à l'extrémité avant du canal d'éjection, et par une série de collecteurs d'alimentation de carburant placés immédiatemen en amont des gouttières . Ces dernières servent à stabiliser les flammes engendrées dans le canal d'éjection lorsque le carburant commence à arriver et que le mélange ga5 zeux en résultant s'en lamme .
Mais dans les moteurs à turbine à gaz les plus récents, la température des ga_z pénétrant dans le canal d'éjection peut être très élevée, par exemple supérieure à 1 000° K et il est de plus en plus difficile de construire des gouttières pouvant 0 résister à de telles températures .
La présente invention a donc pour objet deréaliser un dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz, dont les gouttières pourront résister à des températures élevées . Le dispositif de post-combustion selon l'invention pour moteur à turbine à gaz possède une gouttière comportant une partie stabilisatrice de flammes de section transversale essentiellement concave, et une partie formant paroi, espacée de la, partie stabilisatrice de flammes de façon à définir entre elles un espace pouvant laisser s'écouler un fluide réfrigérant ,? et des organes d'échappement permettant la sortie de ce fluide réfrigérant .
De préférence, un conduit d'échappement est placé au voisinage immédiat d'un côté au moins de la partie stabilisatrice de flammes *
La partie formant paroi pourra également avoir une section transversale essentiellement concave et être jointe à la partie stabilisatrice de flammes le long de leurs bords respectifs contigus en ménageant, le long de ces bords, des orifices pβsrmettant l'échappement du fluide réfrigérant hors de l'espace séparant la partie formant paroi de la partie stabilisatrice de flammes .
Cet espace intermédiaire pourra donc êtret parcouru longitudinalement par un courant d'air réfrigérant pouvant parvenir d'un conduit de dérivation incorporé au moteur
Dans un autre mode de réalisation, l'air réfrigérant pourra être amené audit espace par une pluralité d'orifices percés dans la partie formant paroi, la gouttière étant disposée de façon que sa partie formant paroi soit contiguδ au conduit d'arrivée d'air réfrigérant .
La gouttière pourra être annulaire ou rectiligne et pourra se monter radialement par rapport à l'axe du moteur .
Dans ce dernier cas, l'air réfrigérant pourra s'écouler longitudinalement dans la gouttière et s'en échapper par son extrémité radialement interne Dans un mode préféré de réalisation de l'invention, une gouttière annulaire pourra être disposée à l'extrémité radialement externe d'une pluralité de gouttières radiales et recevoir l'air réfrigérant qu'elle distribuera à crhaque gouttière radiale .
De préférence, la gouttière annulaire comportera une pluralité de conduits d'admission d'air réfrigérant orientés axialement, répartis circonf rentiellement et connectés de préférence au conduit de dérivation du moteur à turbine à gaz .
L'invention est décrite ci-après en détail en se référant à deux exemples préférés, non limitatifs, de réalisation représentés 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-combustion selon un premier mode de réalisation de l'invention j
- la figure 2 est une vue perspective partielle d'une gouttière du dispositif de post-combustion de la figure .1 ;
- la figure 3 est une coupe transversale de la partie de gouttière de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue du dispositif de post-combustion dans le sens de la flèche k de la figure 1 ;
- la figure 5 est une vue selon la ligne 5-5 de la figure k ;
- la figure 6 est une vue schématique d'un moteur à turbine à gaz équipé d'un dispositif de post-combustion selon un second mode de réalisation de l'invention ;
- la figure est une vue perspective partielle d'unejgouttière du dispositif de post-combustion de la figure 6 ;
- la figure 8 est une coupe transversale de la/partie de gouttière de la figure 7 I - la figure 9 est une vue du dispositif de post-combustion dans le sens de la flèche 9 de la figure 6 } et
- la figure 10 est une vue selon la ligne 10-10 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 16, un canal d'éjection 18 et une tuyère d'éjection 20 .
Un dispositif de post-combustion 22 est disposé à l'intérieur du canal d'éjection 18 . Le moteur est du type à flux dérivé dians lequel une fraction de l'air du compresseur court-circuite l'appareillage de combustion et vient rejoindre, dans le canal d'éjection, les gaz chauds sortant de la turbine , pour aider au mélange des gaz, un mélangeur 2k est placé dans le canal d'éjection ; 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 lobe 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 .
En conséquence, dans la présente invention, une pluralité de gouttières 3° sont disposées radialement dans le courant de gaz sortant de la turbine ; chacune de ces gouttières comporte une? partie?' stabilisatrice de flammes 32, de section transversale coneeave, et une partie formant paroi 3^ de section transversale également concave, la partie stabilisatrice de flammes 32 étant disposée de façon que sa concavité soit dirigée vers l'aval du σanal d'éjection . Les parties 32 et 3 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 le fonctionnement du moteur, l'intérieur de ces gouttières creuses est rempli d'air réfrigérant provenant du conduit dérivé 28 et pouvant être convenablement dévié axialement. longitudinalement à chaque goûttièrej par un déflecteur approprié placé à l'extrémité radialement externe de chaque gouttière .
L'air réfrigérant s'échappe ensuite des gouttières dans le sens aval par les fentes 36 et contribue à entretenir des tourbillons 38 au voisinage immédiat des parties stabilisatrices .de flammes 36, donc à améliorer la stabilité de ces dernières .
Dans le dispositif représenté aux figures 1, 2 et 3, le carburant est injecté immédiatement en amont de la gouttière JO dans les gaz sortant de la turbine, et une injection supplémentaire de carburant peut également se faire dans l'air de dérivation, immédiatement en amont de l'extrémité aval du mélangeur 24 .
La gouttière JO peut être rectiligne, comme le montre la figure 2, et s'étendre dans le sens ι*adial du moteur jusque dans les lobes du mélangeur 24 véhiculant les gaz chauds sortant de la turbine . Dans une autre disposition, ces gouttières pourront être montées en aval du mélangeur 24 et avoir la forme annulaire plus classique, avec une tuyauterie appropriée pour alimenter les gouttières en air réfrigérant .
Les gouttières 40, représentées sur les figures 4 et 5 ont, en coupe longitudinale, une forme en Y . Elles sont placées également dans le courant de gaz chauds sortant de la turbine . Leurs parties radialement internes 42 ont la forme représentée sur les figures 2 et 3 Par contre, leurs parties radialement externes 44 bifurquent et sont fixées aux parois 46 des lobes du mélangeur 24 * Les parties radialement internes 42 des gouttières sont alimentées en air réfrigérant provenant du canal de dérivation, des déflecteurs 8 étant disposés dans les lobes pour dévier l'air longitudinalement auxdites parties internes , comme indiqué précédemment . Par contre, les parties radialement externes 44 sont alimentées en air réfrigérant par urne pluralité d'orifices 50 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 gouttière 40 ,
La largeur de chaque partie radialement externe 44 est donc la moitié de la largeur de la partie radialement interne 42 et cette partie externe 44 n'engendre qu'un seul tourbillon à proximité de la paroi 46 du lobe du mélangeur 24 .
Dans le mode de réalisation de l'invention représenté aux figures 6 à 10, une pluralité de gouttières 130 sont disposées radialement dans le courant de gaz sortant de la turbine ; chacune de ces gouttières comporte une partie stabilisatrice de flammes 132, de section transversale concave, et une partie formant paroi 13^ de section transversale également concave, la partie stabilisatrice de flammes 132 étant disposée de façon que sa concavité soit dirigée vers l'aval du canal d'éjection . Les parties 132 et 1j)4 sont réunies, par des moyens appropriés, le long de leurs bords aval
Lorsque, le moteur fonctionne, l'intérieur de ces gouttières creuses est rempli d'air réfrigérant provenant du conduit dérivé 128 et pouvant être convenablement dévié axialement, longitudinalement à chaque gouttière, par un déflecteur approprié placé à l'extrémité radialement externe de chaque gouttière .
L'air réfrigérant s'échappe ensuite des gouttières dans le sens aval par leurs extrémités radialement internes ouvertes 136
Dans le dispositif de la figure 6, le carburant est injecté, immédiatement en amont de la gouttière 130, dans le canal de raccordement 26 .
Chaque gouttière 130 peut être rectiligne, comme le montre la figure 7 et s'étendre strictement dans le sens radial du motteur jusque dans le canal de raccordement 26 Dans un autre mode de réalisation, chaque gouttière pourra avoir une forme annulaire et comporter une tuyauterie appropriée l'alimentant en air réfrigérant et permettant à ce dernier de s'en échapper,
Le dispositif représenté aux figures 6, β* 1 comporte une gouttière annulaire radialement externe 140 et une pluralité de gouttières s 'avançant radialement vers l'intérieur 130 . La gouttière annulaire 140 est alimentée en air réfrigérant provenant du conduit dérivé 128 par une série de conduits espacés 150, puis cheminant circonférentiellement dans cette gouttière annulaire 1 0 jusqu'à ce qu'il parvienne à une gouttière radiale 130 . Se dirigeant alors radialement vers l'intérieur, il passe par un orifice 152, pénètre dans une chambre d'accumulation 154 d'où il gagne, par d'autres orifices 158 la gouttière radiale 130 qu'il quittera, en fin de circuit, par l'extrémité radialement interne ouverte de la gouttière .
Dans ce mode de réalisation, une pluralité de brûleurs pilotes 1 est répartie circonf rentiellement dans la gouttière annulaire 140 . Chacun de ces brûleurs pilotes comporte un tube creux 160 disposé dans la gouttière 140 de façon que son extrémité amont reçoive les gaz provenant du canal de raccordement 126 . L'extrémité aval du tube 160 est percée d'orifices 162 . Le tube 160 abrite une lance 164 pouvant injecter du carburant dans ce tube . En marche, l'allumage du dispositif de post-combustion s'amorce dans la gouttière extérieure 140 et les flammes cheminent radialement vers l'intérieur en suivant longitudinalement les gouttières raéiales 130 .
L'air réfrigérant provenant du conduit dérivé est nettement plus froid que les gaz sortant de la turbine, car il est inférieur à 500° K, et peut donc abaisser considérablement la température des gouttières .

Claims (12)

  1. REVENDICATIONS
    1. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz possédant une gouttière comportant une partie stabilisatrice de flammes de section transversale essentiellement concave, caractérisé en ce qu'il comporte une partie formant paroi espacée de la partie stabilisatrice de flammes de façon à définir entre elles un espace pouvant laisser s'écouler un fluide réfrigérant, et uni conduit d'échappement permettant la sortie dudit fluide réfrigérant .
  2. 2. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon la Revendication 1, caractérisé en ce que le conduit d'échappement est placé à proximité immédiate d'un côté au moins de la partie stabilisatrice de flammes .
  3. 3. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Reveneications 1 ou 2, caractérisé en ce que la partie formant paroi possède également une section transversale essentiellement concave et est jointe à la partie stabilisatrice de flammes le long de leurs bords respectifs contigus en ménageant, le long de ces bords, des orifices permettant au fluide réfrigérant de s'échapper de l'espace séparant la partie formant paroi de la partie stabilisatrice de flammes .
  4. 4. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Revendications 1, 2 ou J , caractérisé e n ce que ledit espace reçoit un courant d'air réfrigérant provenant d'un conduit de dérivation incorporé au moteur .
  5. 5. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Revendications 1, 2, J ou k t caractérisé en ce que l'air réfrigérant est amené audit espace par une pluralité d'orifices percés dans la partie formant paroi, la gouttière étant disposée de façon que sa partie formant paroi soit contiguë au conduit d'arrivée d'air réfrigérant .
  6. 6. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon la Revendication 5, caractérisé en ce que le conduit d'arrivée d'air réfrigérant comprend un conduit de dérivation incorporé au moteur .
  7. 7. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Revendications 1, 2, 3 4, ou 6, caractérisé en ce que la gouttière a une forme annulaire .
  8. 8. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Revendications 1, 2 3 4, 5 ou 6, caractérisé en ce que la gouttière est rectiligne et peut se monter radialement au moteur .
  9. 9. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon la Revendication 8, caractérisé en ce que l'air réfrigérant peut s'écouler longitudinalement dans la gouttière et s'en échapper par son extrémité radialement interne .
  10. 10. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon une quelconque des Revendications 1, 2, 3 ^* 5 6, 7, 8, ou 9, caractérisé en ce qu'une gouttière annulaire est disposée à l'extrémité radialement externe d'une pluralité de gouttières radiales de façon à recevoir l'air réfrigérant et à le distribuer à chaque gouttière radiale . i?
  11. 11. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon la Revendication 10, caractérisé en ce que la gouttière annulaire comporte une pluralité de conduits orientés axialement, répartis circonférentiellement , pour l'admission d'air réfrigérant .
  12. 12. Dispositif de post-combustion pour moteur à turbine à gaz selon la Revendication 11 , caractérisé en ce que lesdits conduits d'admission d'air sont raccordés au conduit de flux dérivé du moteur β
FR7806192A 1977-03-05 1978-03-03 Dispositif de post-combustion pour moteur a turbine a gaz Withdrawn FR2904684A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB0938877A GB1605456A (en) 1977-03-05 1977-03-05 Improvements in or relating to reheat system for gas turbine engines
GB1877477 1977-05-05

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR2904684A1 true FR2904684A1 (fr) 2008-02-08

Family

ID=38961955

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR7806192A Withdrawn FR2904684A1 (fr) 1977-03-05 1978-03-03 Dispositif de post-combustion pour moteur a turbine a gaz

Country Status (2)

Country Link
DE (1) DE2809484A1 (fr)
FR (1) FR2904684A1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3121974A1 (fr) * 2021-04-19 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Dispositif accroche-flammes pour postcombustion de turboréacteur comprenant des bras à trois branches
FR3121975A1 (fr) * 2021-04-19 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Dispositif accroche-flammes pour poscombustion de turboréacteur comprenant des bras de longueurs différentes

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3121974A1 (fr) * 2021-04-19 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Dispositif accroche-flammes pour postcombustion de turboréacteur comprenant des bras à trois branches
FR3121975A1 (fr) * 2021-04-19 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Dispositif accroche-flammes pour poscombustion de turboréacteur comprenant des bras de longueurs différentes
WO2022223915A1 (fr) * 2021-04-19 2022-10-27 Safran Aircraft Engines Dispositif accroche-flammes pour postcombustion de turboreacteur comprenant des bras a trois branches

Also Published As

Publication number Publication date
DE2809484A1 (de) 2009-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1593911B1 (fr) Dispositif d'alimentation en air et en carburant d'un anneau-brûleur dans une chambre de postcombustion
EP1857741B1 (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
FR2536465A1 (fr) Ensemble d'injecteur de combustible a air souffle
EP2042806B1 (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
EP0818658B1 (fr) Chambre de combustion anti-nox à injection de carburant de type annulaire
FR2626043A1 (fr) Dispositif de formation de turbulences-injecteur de carburant pour ensemble de combustion dans une turbine a gaz
FR2634005A1 (fr) Ensemble injecteur de carburant de pilotage pour un statoreacteur supersonique
FR2931928A1 (fr) Fusible de reduction de maintien de flamme dans un premelangeur de chambre de combustion d'une turbine a gaz et procede associe.
FR2692936A1 (fr) Appareil et procédé pour la canalisation d'air dans un turbomoteur.
FR2931203A1 (fr) Injecteur de carburant pour turbine a gaz et son procede de fabrication
FR2648184A1 (fr) Injecteur de carburant double, notamment pour turbomoteur
BE533815A (fr) Chambre pour la mise en présence d'au moins deux substances
CA2646959A1 (fr) Systeme d'injection d'un melange d'air et de carburant dans une chambre de combustion de turbomachine
FR2657399A1 (fr) Agencement de melangeur pour moteur a turbine a gaz a double flux et moteur ainsi obtenu.
FR2616886A1 (fr) Chambre de combustion annulaire pour une turbine a gaz
FR2635826A1 (fr) Procede d'alimentation en combustible d'un turbo-statoreacteur et turbo-statoreacteur pour la mise en oeuvre du procede
FR2968353A1 (fr) Buse de diffusion a etagement d'air
EP1619377A1 (fr) Turboréacteur avec un écran de protection de la rampe de carburant d'un anneau brûleur
FR2709342A1 (fr) Dispositif de post combustion d'un turboréacteur.
EP1621817B1 (fr) Chambre de post-combustion à allumage sécurisé
FR2942640A1 (fr) Chambre de post-combustion pour turbomachine
JP3974595B2 (ja) タービンエンジンのオグメンタおよびその運転方法
EP2313635B1 (fr) Réacteur comportant une pluralité de moteurs-fusées
FR2519412A1 (fr) Chambre de combustion de turbine a gaz
FR2694799A1 (fr) Chambre de combustion annulaire conventionnelle à plusieurs injecteurs.

Legal Events

Date Code Title Description
ST Notification of lapse

Effective date: 20080131