FR3006998A1 - Ventilation d'une nacelle de turbomachine - Google Patents

Ventilation d'une nacelle de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
FR3006998A1
FR3006998A1 FR1355748A FR1355748A FR3006998A1 FR 3006998 A1 FR3006998 A1 FR 3006998A1 FR 1355748 A FR1355748 A FR 1355748A FR 1355748 A FR1355748 A FR 1355748A FR 3006998 A1 FR3006998 A1 FR 3006998A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
nacelle
turbomachine
ejector
nozzle
air
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.)
Granted
Application number
FR1355748A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3006998B1 (fr
Inventor
Sarah Chartier
Jean-Christophe Duffet
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
Priority to FR1355748A priority Critical patent/FR3006998B1/fr
Priority to FR1359593A priority patent/FR3006999A1/fr
Priority to US14/898,980 priority patent/US10352242B2/en
Priority to PCT/FR2014/051461 priority patent/WO2014202881A1/fr
Priority to GB1522011.4A priority patent/GB2529787B/en
Publication of FR3006998A1 publication Critical patent/FR3006998A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3006998B1 publication Critical patent/FR3006998B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04F—PUMPING OF FLUID BY DIRECT CONTACT OF ANOTHER FLUID OR BY USING INERTIA OF FLUID TO BE PUMPED; SIPHONS
    • F04F5/00—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow
    • F04F5/14—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow the inducing fluid being elastic fluid
    • F04F5/16—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow the inducing fluid being elastic fluid displacing elastic fluids
    • F04F5/20—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow the inducing fluid being elastic fluid displacing elastic fluids for evacuating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04F—PUMPING OF FLUID BY DIRECT CONTACT OF ANOTHER FLUID OR BY USING INERTIA OF FLUID TO BE PUMPED; SIPHONS
    • F04F5/00—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow
    • F04F5/44—Component parts, details, or accessories not provided for in, or of interest apart from, groups F04F5/02 - F04F5/42
    • F04F5/46—Arrangements of nozzles
    • F04F5/463—Arrangements of nozzles with provisions for mixing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04F—PUMPING OF FLUID BY DIRECT CONTACT OF ANOTHER FLUID OR BY USING INERTIA OF FLUID TO BE PUMPED; SIPHONS
    • F04F5/00—Jet pumps, i.e. devices in which flow is induced by pressure drop caused by velocity of another fluid flow
    • F04F5/44—Component parts, details, or accessories not provided for in, or of interest apart from, groups F04F5/02 - F04F5/42
    • F04F5/46—Arrangements of nozzles
    • F04F5/466—Arrangements of nozzles with a plurality of nozzles arranged in parallel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/601—Fluid transfer using an ejector or a jet pump
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/605—Venting into the ambient atmosphere or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/608—Aeration, ventilation, dehumidification or moisture removal of closed spaces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

Nacelle (16) de turbomachine, comprenant des moyens de ventilation, caractérisée en ce que ces moyens de ventilation comprennent au moins un éjecteur (36) du type trompe à jet, le ou chaque éjecteur comprenant un conduit (40) de passage d'un flux secondaire d'air de ventilation dont une première extrémité forme une entrée d'air (42) située dans la nacelle et une deuxième extrémité forme une sortie d'air (44), au moins une buse (38) de pulvérisation d'un flux d'air primaire étant montée dans le conduit qui définit un mélangeur (46) et un diffuseur (48) en aval de la buse.

Description

DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne une nacelle de turbomachine comportant des moyens de ventilation ainsi qu'une turbomachine comportant une telle nacelle.
ETAT DE L'ART Il est important que l'environnement thermique d'une nacelle de turbomachine soit maîtrisé afin notamment que les équipements logés dans la nacelle ne soient pas soumis à des températures trop élevées, ce qui pourrait réduire leur durée de vie. Plusieurs sources de chaleur dans la turbomachine (lignes de carter, équipements de lubrification, etc.) peuvent en effet augmenter la température environnante dans la nacelle. Dans le cas où la turbomachine est un turbopropulseur, l'air comprimé fourni par l'hélice amont permet de ventiler la surface externe de la nacelle, même lorsque le mach de l'aéronef équipé de ce turbopropulseur est très faible voire nul (par exemple lorsque l'aéronef est au sol). La nacelle de ce turbopropulseur peut en outre être équipée d'une écope placée en aval de l'hélice et destinée à recueillir de l'air comprimé et à l'acheminer à l'intérieur de la nacelle en vue de sa ventilation. Dans le cas d'un turbopropulseur à deux hélices non carénées et contrarotatives (du type open rotor), les hélices peuvent être situées à l'aval du moteur. La nacelle de ce turbopropulseur peut également être équipée d'une écope du type précité, pour assurer une récupération de la pression dynamique en vol. Cependant, au sol, la différence de pression entre l'écope et l'aval de la nacelle est nulle et la nacelle n'est pas ventilée. Il est donc nécessaire de trouver une solution pour ventiler une nacelle de ce type de turbomachine, pour un faible mach ou un mach nul. La présente invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème qui est particulièrement adaptée mais non exclusivement à une turbomachine du type open rotor. EXPOSE DE L'INVENTION L'invention propose une nacelle de turbomachine, comprenant des moyens de ventilation, caractérisée en ce que ces moyens de ventilation comprennent au moins un éjecteur du type trompe à jet, le ou chaque éjecteur comprenant un conduit de passage d'un flux secondaire d'air de ventilation dont une première extrémité forme une entrée d'air située dans la nacelle et une deuxième extrémité forme une sortie d'air, au moins une buse de pulvérisation d'un flux d'air primaire étant montée dans le conduit qui définit un mélangeur et un diffuseur en aval de la buse. L'invention propose ainsi de ventiler la nacelle d'une turbomachine au moyen d'un ou plusieurs éjecteurs ou trompes à jet. Le document FR-A1-2 961 856 de la demanderesse décrit une trompe à jet pour une turbomachine. Il est donc déjà connu d'utiliser ce type d'éjecteur dans une turbomachine. Cependant, dans la présente invention, cet éjecteur est utilisé pour assurer une ventilation de la nacelle de la turbomachine, ce qui n'est pas le cas dans le document précité où la trompe à jet est utilisée pour dégazer une enceinte de lubrification du moteur de la turbomachine.
Le fonctionnement d'un éjecteur du type trompe à jet est bien connu de l'homme du métier et repose sur le principe de l'effet Venturi. L'éjecteur comprend un circuit primaire comportant une buse de génération d'un jet de fluide primaire sous pression à l'intérieur d'un conduit d'un circuit secondaire. Le conduit a une entrée et une sortie de fluide secondaire et définit un mélangeur et un diffuseur en aval de la buse. Le fluide primaire éjecté dans le conduit se détend dans le diffuseur, ce qui crée une dépression et force le passage de fluide secondaire depuis l'entrée jusqu'à la sortie du conduit, ce fluide secondaire étant alors mélangé au fluide primaire dans le conduit. Dans la présente invention, les fluides primaire et secondaire sont de l'air. L'entrée d'air du conduit débouche dans la nacelle pour que de l'air contenu dans la nacelle soit aspiré et circule dans le conduit jusqu'à sa sortie, ce phénomène entraînant des mouvements d'air dans la nacelle, qui assurent sa ventilation, même lorsque l'aéronef équipé d'une turbomachine avec une nacelle selon l'invention est au sol. Selon un mode préféré de réalisation de l'invention, le ou chaque éjecteur comprend deux buses de pulvérisation parallèles et montées à côté l'une de l'autre.
Certaines contraintes, telles que la protection de la nacelle en cas d'éclatement du conduit d'un éjecteur, impliquent de prévoir une section de sortie relativement importante pour ce conduit. Lors de l'installation d'éjecteurs dans une nacelle, cette section de sortie est utilisée par les éjecteurs eux-mêmes, mais également pour la ventilation passive de la nacelle lorsque les éjecteurs ne fonctionnent pas. Ces contraintes obligent à surdimensionner les éjecteurs, ce qui pose des problèmes d'encombrement et donc d'installation dans la nacelle. Le fait d'équiper le ou chaque éjecteur de deux buses de pulvérisation permet de réduire leur encombrement tout en permettant de préserver leur rendement, comme cela sera expliqué plus en détail dans ce qui suit. Le rendement d'un éjecteur est notamment lié à la longueur de la partie du conduit dans laquelle a lieu le mélange des fluides primaire et secondaire (air), cette longueur étant de préférence au moins cinq fois égale au diamètre ou à la dimension transversale du mélangeur du conduit. La présente invention permet notamment de diminuer la longueur de l'éjecteur pour une section de sortie constante. Le mélangeur du conduit comprend de préférence deux parois longitudinales sensiblement planes, respectivement inférieure et supérieure, reliées ensemble par deux parois latérales ayant en section une forme semi-circulaire et dont le rayon de courbure est centré sur l'axe d'une buse.
La section globale de passage définie par le mélangeur du conduit est de préférence constante et symétrique par rapport à un plan médian longitudinal. Ainsi, le diamètre de la zone de mélange n'augmente pas et il est possible de conserver un rapport diamètre/longueur du mélangeur suffisant. De plus, l'éjecteur à double buse est symétrique, ce qui permet également d'assurer la conservation d'un rendement élevé.
L'entraxe des buses est de préférence égal 7r/2.R2, R2 étant le rayon de courbure précité. Ceci permet de garder la même section de passage qu'avec une seule buse par éjecteur. La deuxième extrémité du conduit peut déboucher sur une surface externe de la nacelle pour que l'air qui sort du conduit soit expulsé à l'extérieur de la turbomachine.
La nacelle peut comprendre une rangée annulaire d'éjecteurs, régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal de la nacelle. Ces éjecteurs sont par exemple au nombre de quatre, huit ou seize. La présente invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée ce qu'elle comprend une nacelle tu type précité, la ou chaque buse de pulvérisation étant alimentée en air comprimé prélevé sur un compresseur de la turbomachine. Cette turbomachine peut être un turbopropulseur à deux hélices non carénées et contrarotatives. DESCRIPTION DES FIGURES L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 est une demi vue schématique en coupe axiale d'une turbomachine du type open rotor selon l'invention ; - la figure 2 est une vue à plus grande échelle du détail 12 de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue schématique en perspective d'un éjecteur de la nacelle selon l'invention ; - la figure 4 est une vue très schématique de la section de passage d'un mélangeur d'un conduit d'éjecteur équipé d'une seule buse de pulvérisation ; et - la figure 5 est une vue très schématique de la section de passage d'un mélangeur d'un conduit d'éjecteur équipé de deux buses de pulvérisation.
DESCRIPTION DETAILLEE On se réfère d'abord aux figures 1 et 2 qui représentent une turbomachine 10 d'aéronef, cette turbomachine 10 étant un turbopropulseur ou open rotor et comportant en aval deux hélices 12, 14 non carénées et contrarotatives. La turbomachine 10 comprend un moteur entouré par une nacelle 16, le moteur comportant d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz, un compresseur basse pression 18, un compresseur haute pression 20, une chambre de combustion 22, une turbine haute pression 24, une turbine basse pression 26 et une turbine de puissance 28 pour l'entraînement des hélices 12, 14. La nacelle 16 a une forme annulaire et comprend une paroi annulaire externe 30 qui s'étend autour des carters 32 du moteur et qui définit avec ceux-ci un espace annulaire 34 dans lequel sont logés des équipements de la turbomachine. Ces équipements doivent être ventilés lors du fonctionnement du moteur. La présente invention propose de ventiler la nacelle 16 au moyen d'éjecteurs 36 du type trompes à jet montés dans l'espace 34 précité. Dans l'exemple représenté en figure 1, la nacelle 16 est équipée de quatre éjecteurs 36 qui sont régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal A de la turbomachine. Un éjecteur 36 comprend un circuit primaire comportant au moins une buse 38 de pulvérisation d'un flux d'air primaire (flèche 39 - figure 2) à l'intérieur d'un conduit 40 d'un circuit secondaire. Le conduit 40 définit une veine de passage d'un flux d'air secondaire (flèche 41) et comprend une entrée d'air 42 débouchant dans l'espace 34 de la nacelle 16 et une sortie d'air 44 débouchant sur la surface externe de la paroi 30 pour l'évacuation de l'air vers l'extérieur de la turbomachine (flèches 45).
Le conduit 40 a une forme allongée et définit en aval de la buse 38 un mélangeur 46 et un diffuseur 48, le mélangeur ayant une section de passage constante alors que le diffuseur est divergent vers l'aval et a donc une section de passage qui augmente vers l'aval.
Le flux d'air primaire éjecté par la buse 58 se détend dans le diffuseur 48 ce qui crée une dépression et force le passage du flux d'air secondaire depuis l'entrée 42 jusqu'à la sortie 44 du conduit, l'air de ce fluide secondaire provenant de l'espace 34, ce qui induit des mouvements et des écoulements d'air à l'intérieur de la nacelle 16 et garantit sa ventilation.
Dans le cas présent, l'air sous pression éjecté par la buse 38 est de l'air comprimé prélevé sur le compresseur haute pression 20 du moteur, et acheminé jusqu'à la buse par l'intermédiaire d'une canalisation d'air 50 schématiquement représentée en figure 1. L'entrée d'air 42 du conduit 40 peut déboucher radialement vers l'intérieur et sa sortie d'air 44 peut déboucher radialement vers l'extérieur, par rapport à l'axe longitudinal 15 A, comme cela est représenté en figure 3. La figure 3 représente un mode préféré de réalisation d'un éjecteur 36 selon l'invention, cet éjecteur étant équipé de deux buses 38 parallèles et adjacentes. Comme cela sera expliqué dans ce qui suit, le montage de deux buses 38 dans le conduit 40 permet de réduire la longueur axiale L et donc l'encombrement axial de l'éjecteur 36, cette 20 longueur étant notamment fonction du diamètre ou de la dimension transversale de la section de passage du mélangeur 46 du conduit 40 (la longueur L est de préférence au moins cinq fois égale à ce diamètre). La figure 4 montre de manière schématique le mélangeur 46 d'un conduit 40 d'éjecteur 36 équipé d'une unique buse de pulvérisation 38. Le mélangeur 46 est ici de 25 forme générale cylindrique et définit une section de passage de forme circulaire dont le rayon R1 est centré sur l'axe de la buse 38. Cet éjecteur doit alors avoir une longueur L = 10.R1. La figure 5 montre de manière schématique le mélangeur 46 d'un conduit 40 d'éjecteur 36 équipé de deux buses 38, comme c'est le cas dans la figure 3. Le mélangeur 30 46 a en section une forme non circulaire. Le mélangeur 46 comprend deux parois longitudinales planes, respectivement inférieure 52 et supérieure 54, qui sont reliées entre elles par des parois latérales incurvées 56.
L'entraxe des buses 38 est noté I. Chacune des parois 52 et 54 a une largeur sensiblement égale à cet entraxe I. Les parois latérales 56 ont chacun en section une forme semi circulaire qui s'étend autour d'une buse 38 et dont le rayon de courbure R2 est centré sur cette buse. La demi hauteur h de la section de passage, qui correspond à la distance entre l'axe d'une buse 38 et l'une des parois 52, 54, est égale à R2. Pour réduire l'encombrement axial des éjecteurs 36, l'éjecteur des figures 3 et 5 doit être dimensionné pour que la surface de passage définie par son mélangeur 46 soit égale à celle de l'éjecteur de la figure 4. Il faut donc que la section de passage illustrée en figure 5 (qui est égale à l'aire de deux demi cercles de rayon R2 ou h, plus l'aire du rectangle de longueur 2R2 ou 2h et de largeur I) soit égale aux sections cumulées de passage des mélangeurs dans le cas où les buses seraient montées dans deux éjecteurs distincts (qui sont égales à deux fois 7C. R22 ou t.h2. On obtient ainsi l'équation 2.7c.h2 = 7c.h2 + 2.h.1, ce qui permet de déduire que l'entraxel= 7C /2.h. Il faut donc que R1 = R2. \12. Le critère de longueur est Li = 5.D = 10.Ri avec i = (1, 2). Le rapport des longueurs est donc L1/L2 = 1,4. L'éjecteur des figures 3 et 5 est donc 1,4 fois moins long que celui de la figure 4, ce qui représente un gain certain en termes d'installation. Pareillement, la section du circuit primaire devra être gardée constante, si bien que les deux buses 38 de l'éjecteur des figures 3 et 5 ont chacun un rayon 1,4 fois plus petit que celui de la buse de l'éjecteur de la figure 3.

Claims (8)

  1. REVENDICATIONS1. Nacelle (16) de turbomachine, comprenant des moyens de ventilation, caractérisée en ce que ces moyens de ventilation comprennent au moins un éjecteur (36) du type trompe à jet, le ou chaque éjecteur comprenant un conduit (40) de passage d'un flux secondaire d'air de ventilation dont une première extrémité forme une entrée d'air (42) située dans la nacelle et une deuxième extrémité forme une sortie d'air (44), au moins une buse (38) de pulvérisation d'un flux d'air primaire étant montée dans le conduit qui définit un mélangeur (46) et un diffuseur (48) en aval de la buse.
  2. 2. Nacelle (16) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le ou chaque éjecteur (36) comprend deux buses de pulvérisation (38) parallèles et montées à côté l'une de l'autre.
  3. 3. Nacelle (16) selon la revendication 2, caractérisée en ce que le mélangeur (46) du conduit comprend deux parois longitudinales sensiblement planes, respectivement inférieure (52) et supérieure (54), reliées ensemble par deux parois latérales (56) ayant en section une forme semi-circulaire et dont le rayon de courbure (R2) est centré sur l'axe d'une buse.
  4. 4. Nacelle (16) selon la revendication 3, caractérisée en ce que l'entraxe (I) des buses (38) est égal 7r/2. R2, R2 étant le rayon de courbure précité.
  5. 5. Nacelle (16) selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la deuxième extrémité du conduit (40) débouche sur une surface externe (30) de la nacelle (16) adaptée pour expulser l'air sortant du conduit à l'extérieur de la turbomachine.
  6. 6. Nacelle (16) selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'il comprend une rangée annulaire d'éjecteurs (36), régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal (A) de la nacelle.
  7. 7. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée ce qu'elle comprend une nacelle (16) selon l'une des revendications précédentes, la ou chaque buse (38) de pulvérisation étant alimentée en air comprimé prélevé sur un compresseur (20) de la turbomachine.
  8. 8. Turbomachine selon la revendication 7, caractérisée en ce qu'elle est un turbopropulseur à deux hélices (12, 14) non carénées et contrarotatives.
FR1355748A 2013-06-18 2013-06-18 Ventilation d'une nacelle de turbomachine Active FR3006998B1 (fr)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1355748A FR3006998B1 (fr) 2013-06-18 2013-06-18 Ventilation d'une nacelle de turbomachine
FR1359593A FR3006999A1 (fr) 2013-06-18 2013-10-03 Ventilation d'une nacelle de turbomachine
US14/898,980 US10352242B2 (en) 2013-06-18 2014-06-13 Ventilation of a turbomachine nacelle
PCT/FR2014/051461 WO2014202881A1 (fr) 2013-06-18 2014-06-13 Ventilation d'une nacelle de turbomachine
GB1522011.4A GB2529787B (en) 2013-06-18 2014-06-13 Ventilation of a turbomachine nacelle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1355748A FR3006998B1 (fr) 2013-06-18 2013-06-18 Ventilation d'une nacelle de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3006998A1 true FR3006998A1 (fr) 2014-12-19
FR3006998B1 FR3006998B1 (fr) 2015-06-05

Family

ID=49111419

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1355748A Active FR3006998B1 (fr) 2013-06-18 2013-06-18 Ventilation d'une nacelle de turbomachine
FR1359593A Pending FR3006999A1 (fr) 2013-06-18 2013-10-03 Ventilation d'une nacelle de turbomachine

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1359593A Pending FR3006999A1 (fr) 2013-06-18 2013-10-03 Ventilation d'une nacelle de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10352242B2 (fr)
FR (2) FR3006998B1 (fr)
GB (1) GB2529787B (fr)
WO (1) WO2014202881A1 (fr)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3042820A1 (fr) * 2015-10-27 2017-04-28 Snecma Dispositif de ventilation d'un compartiment de turbomachine
EP3730740B1 (fr) * 2019-04-24 2022-07-06 ArianeGroup SAS Conduit pour pièce de stator pour turbomachine
WO2022243622A1 (fr) 2021-05-18 2022-11-24 Safran Helicopter Engines Dispositif d'entrainement d'un flux d'air principal pour une turbomachine d'aeronef

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102014217833B4 (de) * 2014-09-05 2019-05-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung für die Ableitung eines Luftstroms aus einer freien Strömung und Flugzeugtriebwerk mit mindestens einer solchen Vorrichtung
GB201506517D0 (en) 2015-04-17 2015-06-03 Rolls Royce Plc Convergent-divergent nozzle
CN109060293B (zh) * 2018-09-11 2020-07-28 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种提高引射式短舱进气流量的方法
CN110907125A (zh) * 2018-09-17 2020-03-24 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种分离式半模引射式短舱动力影响试验方法
CN111591452B (zh) * 2020-04-03 2021-11-26 湖北吉利太力飞车有限公司 垂起飞行器的通风装置及控制方法
US20230392615A1 (en) * 2022-06-07 2023-12-07 Honeywell International Inc. Jet pump system

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0541346A1 (fr) * 1991-11-05 1993-05-12 General Electric Company Appareil pour le transfert de fluide
DE19639623A1 (de) * 1996-09-26 1998-04-09 Siemens Ag Mischung von zwei Fluidströmen an einem Verdichter
US20100215481A1 (en) * 2009-02-26 2010-08-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Running-gap control system of an aircraft gas turbine
WO2010136710A2 (fr) * 2009-05-27 2010-12-02 Airbus Operations (S.A.S) Dispositif de refroidissement de fluides pour propulseur à turbomachine
EP2348211A1 (fr) * 2010-01-26 2011-07-27 Airbus Operations (S.A.S.) Propulseur à turbomachine pour aéronef avec refroidisseur instalé dans la nacelle
US8430202B1 (en) * 2011-12-28 2013-04-30 General Electric Company Compact high-pressure exhaust muffling devices

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE859983C (de) * 1944-03-28 1952-12-18 Daimler Benz Ag Verfahren zur Daempfung des Auspuffschalls an Brennkraftmaschinen, insbesondere bei Flugmotoren, und Einrichtung zur Durchfuehrung dieses Verfahrens
US3255708A (en) * 1964-01-02 1966-06-14 Boeing Co Ejector pump
IT1203090B (it) * 1976-03-10 1989-02-15 Viveros Y Paredes Ltda Dispositivo per purificare i gas di scappamento ed aumentare la potenza dei motori a combustione interna
US4351150A (en) * 1980-02-25 1982-09-28 General Electric Company Auxiliary air system for gas turbine engine
US5058704A (en) * 1988-11-21 1991-10-22 Yu Chuen Huan Turbo jet muffler
US6877960B1 (en) * 2002-06-05 2005-04-12 Flodesign, Inc. Lobed convergent/divergent supersonic nozzle ejector system
US7766280B2 (en) * 2007-05-29 2010-08-03 United Technologies Corporation Integral suction device with acoustic panel
US8549850B2 (en) 2008-10-31 2013-10-08 Cummins Filtration Ip, Inc. Exhaust gas aspirator
JP4958967B2 (ja) * 2009-12-15 2012-06-20 川崎重工業株式会社 換気構造を改良したガスタービンエンジン
US20110182134A1 (en) * 2010-01-22 2011-07-28 Dow Global Technologies Inc. Mixing system comprising an extensional flow mixer
GB201101609D0 (en) * 2011-01-31 2011-03-16 Rolls Royce Plc Attenuation of open rotor noise

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0541346A1 (fr) * 1991-11-05 1993-05-12 General Electric Company Appareil pour le transfert de fluide
DE19639623A1 (de) * 1996-09-26 1998-04-09 Siemens Ag Mischung von zwei Fluidströmen an einem Verdichter
US20100215481A1 (en) * 2009-02-26 2010-08-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Running-gap control system of an aircraft gas turbine
WO2010136710A2 (fr) * 2009-05-27 2010-12-02 Airbus Operations (S.A.S) Dispositif de refroidissement de fluides pour propulseur à turbomachine
EP2348211A1 (fr) * 2010-01-26 2011-07-27 Airbus Operations (S.A.S.) Propulseur à turbomachine pour aéronef avec refroidisseur instalé dans la nacelle
US8430202B1 (en) * 2011-12-28 2013-04-30 General Electric Company Compact high-pressure exhaust muffling devices

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3042820A1 (fr) * 2015-10-27 2017-04-28 Snecma Dispositif de ventilation d'un compartiment de turbomachine
EP3730740B1 (fr) * 2019-04-24 2022-07-06 ArianeGroup SAS Conduit pour pièce de stator pour turbomachine
WO2022243622A1 (fr) 2021-05-18 2022-11-24 Safran Helicopter Engines Dispositif d'entrainement d'un flux d'air principal pour une turbomachine d'aeronef
FR3123092A1 (fr) * 2021-05-18 2022-11-25 Safran Helicopter Engines Dispositif d’entrainement d’un flux d’air principal pour une turbomachine d’aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
GB2529787A (en) 2016-03-02
GB2529787B (en) 2020-03-25
GB201522011D0 (en) 2016-01-27
FR3006999A1 (fr) 2014-12-19
WO2014202881A1 (fr) 2014-12-24
US10352242B2 (en) 2019-07-16
US20160138472A1 (en) 2016-05-19
FR3006998B1 (fr) 2015-06-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3006998A1 (fr) Ventilation d'une nacelle de turbomachine
EP1818613B1 (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
FR2614072A1 (fr) Moteur-turbopropulseur a turbine a gaz
EP2591220B1 (fr) Architecture de turbomachine a echangeur de chaleur integre a l'echappement
EP2909450B1 (fr) Trompe a jet pour depressuriser des enceintes de lubrification d'une turbomachine a doubles injecteurs independants
EP2539226B1 (fr) Dispositif de reduction du bruit des interactions jet/pylône sur turboreacteurs
FR2981686A1 (fr) Turbomachine comprenant un recepteur a helices contrarotatives supporte par une enveloppe structurale fixee au carter intermediaire
FR3043714A1 (fr) Partie avant de turbomachine d'aeronef comprenant une soufflante unique entrainee par un reducteur, ainsi que des aubes directrices de sortie structurales agencees en partie en amont d'un bec de separation
EP2294320B1 (fr) Collecteur d'air dans une turbomachine
BE1024684A1 (fr) Bec degivrant de compresseur de turbomachine axiale
FR3002978A1 (fr) Nacelle equipee d’un circuit de refroidissement d’huile a echangeur intermediaire
FR3039134A1 (fr) Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage
EP3039341A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage créé par une bougie d'allumage
FR3065490A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef comportant des echangeurs de chaleur air-liquide
EP3794218B1 (fr) Aube de turbine comprenant un système passif de réduction des phénomènes tourbillonaires dans un flux d'air qui la parcourt
FR2576359A1 (fr) Moteur a turbine a gaz a turbopropulseur pour avion
FR3012417A1 (fr) Nacelle de turboreacteur
FR2983517A1 (fr) Aube de turbine refroidie pour moteur a turbine a gaz.
FR2988434A1 (fr) Cone d'ejection des gaz pour turboreacteurs d'aeronefs
FR3039208A1 (fr) Degivrage d’une levre d’entree d’air et refroidissement d’un carter de turbine d’un ensemble propulsif d’aeronef
EP4133168B1 (fr) Grille de conduit de décharge à canaux acoustiquement optimisée
FR3057616B1 (fr) Turbopropulseur
FR3082229A1 (fr) Turbomachine avec une aube partielle de compression
FR3042820A1 (fr) Dispositif de ventilation d'un compartiment de turbomachine
FR3065030A1 (fr) Moteur a combustion interne

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170717

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11