FR3033882A1

FR3033882A1 - GAS GENERATOR

Info

Publication number: FR3033882A1
Application number: FR1552104A
Authority: FR
Inventors: Guillaume Demezon; Laurent Soulie; Philippe Barrat
Original assignee: Herakles SA
Current assignee: ArianeGroup SAS
Priority date: 2015-03-16
Filing date: 2015-03-16
Publication date: 2016-09-23
Anticipated expiration: 2035-03-16
Also published as: FR3033882B1

Abstract

Un générateur de gaz (100) comprend un réservoir de propergol (110) relié à une conduite d'alimentation (130) par une tuyère convergente-divergente (120) comprenant un premier col sonique (123). La conduite d'alimentation (130) est fermée du côté opposé à la tuyère (120) par un deuxième col sonique (131) par lequel débouchent des gaz issus de la combustion du propergol. Le rapport entre la section du deuxième col (131) et la section du premier col (123) est supérieur à 1.A gas generator (100) includes a propellant tank (110) connected to a supply line (130) through a converging-diverging nozzle (120) including a first sonic neck (123). The supply line (130) is closed on the opposite side to the nozzle (120) by a second sonic neck (131) through which gases emanating from the combustion of the propellant. The ratio between the section of the second neck (131) and the section of the first neck (123) is greater than 1.

Description

1 Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des générateurs de gaz. Elle vise plus précisément, mais non exclusivement, les générateurs de gaz utilisés pour l'actionnement de turbines. De tels générateurs de gaz peuvent par exemple être utilisés comme dispositifs de démarrage ou de secours pour des turbines telles que celles présentes dans des moteurs d'hélicoptères ou des propulseurs. Des générateurs de gaz peuvent être également utilisés pour entraîner des turbopompes ou pour déployer des coussins gonflables de sécurité plus connus sous le nom de « airbags ». Un générateur de gaz comprend un réservoir contenant une quantité déterminée de propergol solide ou liquide qui, en brûlant, génère un écoulement gazeux qui est éjecté du réservoir afin d'alimenter le dispositif ou l'appareil associé (ex. turbine, airbag, etc.). Dans le cas d'un dispositif de démarrage ou de secours embarqué dans un aéronef, l'encombrement et la masse du générateur de gaz doivent être minimisés au maximum afin de ne pas pénaliser les performances du ou des moteurs. C'est également le cas pour les dispositifs d'airbags qui doivent pouvoir s'intégrer dans des espaces très réduits à l'intérieur d'un véhicule avec en outre une exigence de simplicité de structure et de fonctionnement afin de maîtriser le coût global du dispositif. Ces exigences ne permettent pas d'équiper les générateurs de gaz avec des systèmes de contrôle actifs permettant de réguler le débit de l'écoulement et/ou la pression des gaz en sortie du réservoir. Or, il existe un besoin pour disposer de générateurs de gaz à 30 faible masse et encombrement, ces générateurs devant en outre présenter une conception simple tout en assurant un contrôle fiable du débit de gaz. Objet et résumé de l'invention A cet effet, la présente invention propose un générateur de gaz 35 comprenant un réservoir de propergol, le réservoir étant relié à une conduite d'alimentation par une tuyère convergente-divergente 3033882 2 comprenant un premier col sonique, ladite conduite d'alimentation étant fermée du côté opposé à la tuyère par un deuxième col sonique par lequel débouchent des gaz issus de la combustion du propergol, générateur dans lequel le rapport entre la section du deuxième col et la section du premier 5 col est supérieur à 1. L'architecture double-col ainsi que le rapport de section entre les deux cols selon l'invention permet de générer et de maintenir une onde de choc à front droit, encore appelée « choc droit », dans le divergent de la tuyère, c'est-à-dire en aval de la section du premier col.BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of gas generators. It aims more precisely, but not exclusively, the gas generators used for the actuation of turbines. Such gas generators may for example be used as starting or emergency devices for turbines such as those present in helicopter engines or thrusters. Gas generators can also be used to drive turbopumps or deploy airbags known as airbags. A gas generator comprises a reservoir containing a determined quantity of solid or liquid propellant which, on burning, generates a gas flow which is ejected from the reservoir in order to supply the associated device or apparatus (eg turbine, airbag, etc.). ). In the case of a starting device or emergency device embedded in an aircraft, the size and mass of the gas generator must be minimized to the maximum so as not to penalize the performance of the engine or engines. This is also the case for airbag devices that must be able to integrate in very small spaces inside a vehicle with the additional requirement of simplicity of structure and operation in order to control the overall cost of the vehicle. device. These requirements do not allow to equip the gas generators with active control systems for regulating the flow rate and / or the pressure of the gas outlet of the tank. However, there is a need for low-mass gas generators and space, these generators must also have a simple design while ensuring reliable control of gas flow. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION To this end, the present invention provides a gas generator 35 comprising a propellant tank, the tank being connected to a supply pipe by a convergent-divergent nozzle 3033882 2 comprising a first sonic neck, said supply line being closed on the opposite side to the nozzle by a second sonic neck through which gases from the combustion of the propellant are discharged, generator in which the ratio between the section of the second neck and the section of the first neck is greater than The double-neck architecture and the section ratio between the two necks according to the invention makes it possible to generate and maintain a straight-edge shock wave, also called a "right shock", in the divergent portion of the nozzle. , that is to say downstream of the section of the first neck.

10 Cela permet de découpler le fonctionnement du premier système formé par le réservoir de propergol muni de la tuyère convergente-divergente du fonctionnement du deuxième système constitué par la conduite d'alimentation et le deuxième col. Il est ainsi possible de faire fonctionner de manière amorcée les deux systèmes (écoulement sonique dans les 15 deux cols) avec une pression génératrice différente dans le réservoir et la conduite d'alimentation, et ce tout en assurant un débit massique constant en sortie du deuxième col. Le premier col de la tuyère convergente-divergente peut être dimensionné pour régler le fonctionnement balistique du générateur, à 20 savoir la pression dans le réservoir et le débit massique en sortie de de la tuyère qui est conservé en sortie du deuxième col. La pression génératrice dans la conduite d'alimentation est réglée par le deuxième col et par la stabilisation d'un choc droit dans le divergent de la tuyère. Le choc droit stabilisé dans le divergent de la tuyère a également pour effet de faire 25 passer l'écoulement d'un régime supersonique à un régime subsonique dans la conduite d'alimentation. Selon un premier aspect du générateur de gaz de l'invention, le réservoir de celui-ci contient un ou plusieurs chargements de propergol solide. Il est ainsi possible de disposer d'un générateur de gaz totalement équipé en vue d'un fonctionnement à débit contrôlé et qui peut être embarqué en toute sécurité dans des systèmes jusqu'à son utilisation. Selon un deuxième aspect du générateur de gaz de l'invention, chaque chargement de propergol solide présente une géométrie apte à ajuster le débit d'écoulement de gaz en sortie de la conduite d'alimentation, ce qui permet de minimiser l'encombrement et la masse du générateur de gaz. Au moins une portion de chaque chargement de 3033882 3 propergol solide peut être inhibée de manière à mieux contrôler la combustion de chaque chargement. Selon un troisième aspect du générateur de gaz de l'invention, le deuxième col présente une section variable. La variation de la section 5 du deuxième col, dans des proportions limitées comme indiquées plus loin, n'a pas d'impact sur le débit massique qui reste constant en sortie du deuxième col. L'invention a également pour objet un dispositif d'assistance d'un système propulsif d'un hélicoptère monomoteur comprenant un 10 turbomoteur relié à une boîte de transmission de puissance adaptée pour entraîner un rotor, le dispositif comprenant une turbine d'entrainement en rotation d'un arbre de sortie relié mécaniquement à la boîte de transmission de puissance, et un générateur de gaz selon l'invention, l'entrée de la turbine d'entraînement étant reliée au deuxième col dudit 15 générateur de gaz de manière à être alimentée avec des gaz d'entraînement. L'invention a encore pour objet un hélicoptère comprenant un dispositif d'assistance selon l'invention.This makes it possible to decouple the operation of the first system formed by the propellant tank provided with the convergent-divergent nozzle from the operation of the second system constituted by the supply line and the second neck. It is thus possible to operate in a primed manner the two systems (sonic flow in the two necks) with a different generator pressure in the reservoir and the feed pipe, and this while ensuring a constant mass flow output of the second. collar. The first neck of the convergent-divergent nozzle may be sized to adjust the ballistic operation of the generator, namely the pressure in the reservoir and the mass flow rate at the outlet of the nozzle which is kept at the outlet of the second neck. The generating pressure in the supply line is regulated by the second neck and the stabilization of a right shock in the divergent nozzle. The stabilized right shock in the diverging nozzle also has the effect of causing the flow of a supersonic regime to a subsonic regime in the feed line. According to a first aspect of the gas generator of the invention, the reservoir thereof contains one or more solid propellant charges. It is thus possible to have a fully equipped gas generator for controlled flow operation that can be safely shipped into systems until it is used. According to a second aspect of the gas generator of the invention, each solid propellant charge has a geometry capable of adjusting the gas flow rate at the outlet of the supply line, which makes it possible to minimize the space requirement and the mass of the gas generator. At least a portion of each solid propellant charge may be inhibited to better control the combustion of each charge. According to a third aspect of the gas generator of the invention, the second neck has a variable section. The variation of the section 5 of the second neck, in limited proportions as indicated below, has no impact on the mass flow rate which remains constant at the outlet of the second neck. The invention also relates to a device for assisting a propulsion system of a single-engine helicopter comprising a turbine engine connected to a power transmission gearbox adapted to drive a rotor, the device comprising a rotating drive turbine. an output shaft mechanically connected to the power transmission box, and a gas generator according to the invention, the inlet of the drive turbine being connected to the second neck of said gas generator so as to be fed with entrainment gases. The invention also relates to a helicopter comprising an assistance device according to the invention.

20 Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : 25 - la figure 1 est une vue en coupe d'un générateur de gaz conformément à un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 2 est une représentation schématique montrant le fonctionnement du générateur de gaz de la figure 1.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will become apparent from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment having no limiting character. In the figures: FIG. 1 is a sectional view of a gas generator according to an embodiment of the invention; - Figure 2 is a schematic representation showing the operation of the gas generator of Figure 1.

30 Description détaillée de l'invention La figure 1 illustre schématiquement en coupe longitudinale un générateur de gaz, ou générateur de pression, 100 conformément à un mode de réalisation de l'invention. Dans la suite de la description, les termes « amont » et « aval » définissent les positions relatives de certains 35 éléments du générateur suivant le sens de l'écoulement des gaz représenté par la flèche E sur la figure 1. Le générateur de gaz 100 3033882 4 comprend une enveloppe 101 entourant un réservoir 110 contenant un chargement propergol solide 111, une protection thermique 112 étant interposée entre la charge 111 et l'enveloppe 101. Le fond 113 du réservoir 110 est traversé par un dispositif d'allumage 114 destinée à 5 initier la combustion du chargement de propergol solide 111. Le dispositif d'allumage 114 peut être par exemple un dispositif du type électropyrotechnique composé d'une étoupille de sécurité et d'une charge relais (non représentée sur la figure 1). Le réservoir 110 est relié dans sa partie aval à une conduite d'alimentation 130 par une tuyère convergente- 10 divergente 120 comprenant un convergent 121 en contact avec la sortie 115 de réservoir 110 et un divergent 122 dont l'extrémité est connectée à la partie amont de la conduite d'alimentation 130, le convergent 121 et le divergent 122 définissant entre eux un premier col 123. La conduite d'alimentation 130 est fermée dans sa partie aval par un deuxième col 15 131. Dans l'exemple décrit ici, le générateur de gaz 100 est destiné à actionner une turbine supersonique 10. Toujours dans l'exemple décrit ici, la turbine supersonique 10 constitue, en combinaison avec le générateur de gaz 100, un dispositif d'assistance d'un système propulsif d'hélicoptère 20 monomoteur. A cet effet, la turbine 10 comprend une roue 11 destinée à être entraînée par les gaz issus du générateur 100, la roue 11 étant solidaire d'un arbre d'entraînement 12 relié à une boîte de transmission de puissance 20 adaptée pour entraîner un rotor d'hélicoptère 30. Dans ce mode de réalisation, le deuxième col 131 est couplé à la buse d'injection 25 13 de la turbine 10. On explique maintenant le fonctionnement du générateur de gaz 100 en relation avec le schéma simplifié de la figure 2. Lorsque c'est nécessaire, par exemple en cas de détection d'une perte de puissance sur l'unique turbomoteur de l'hélicoptère, un calculateur (non représenté sur 30 la figure 2) émet un signal électrique vers l'étoupille dispositif d'allumage 114 qui a pour fonction de transformer cet ordre électrique en ordre pyrotechnique et d'initier la charge relais. Le signal pyrotechnique initié par la charge relais est destiné à allumer le chargement de propergol solide 111 présent dans le réservoir 100 qui forme ici une chambre de 35 combustion. Après allumage du chargement 111, la surface de celui-ci brûle et progresse en produisant des gaz de combustion qui s'échappent 3033882 5 du réservoir en créant un écoulement E. La loi de débit de l'écoulement E est déterminée par la géométrie du ou des chargements et/ou par inhibition totale ou partielle des certaines parties du chargement. Dans l'exemple décrit ici, le chargement 111 présente une géométrie multilobée 5 qui permet d'augmenter la surface de combustion du chargement tout en minimisant l'encombrement et la masse du générateur de gaz (figure 1). Conformément à l'invention, le rapport entre la section A131 du deuxième col 131 et la section A123 du premier col doit être supérieur à 1 soit : 10 A131 A123> 1 Cette architecture à double col ainsi que le rapport de section entre les deux cols tels que défini ci-avant permet la création d'un choc droit Cd qui se stabilise dans le divergent 122 en aval du premier col 123 15 et qui a pour effet de faire passer l'écoulement E d'un régime supersonique au niveau de la sortie du col 123 à un régime subsonique dans la conduite d'alimentation 130. Cette architecture double-col ainsi qu'un rapport de section entre les deux cols tel que défini ci-avant permet de découpler le 20 fonctionnement du premier système formé par le réservoir de propergol 110 muni de la tuyère convergente-divergente 120 du fonctionnement du deuxième système constitué par la conduite d'alimentation 130 et le deuxième col. Le premier col 123 de la tuyère convergente-divergente 120 peut être dimensionné pour régler le fonctionnement balistique du 25 générateur, à savoir la pression Pu . dans le réservoir 110 et le débit massique en sortie de de la tuyère 120 qui est conservé en sortie du deuxième col 131. La pression génératrice Pi2 dans la conduite d'alimentation est réglée par le deuxième col 131 et par la stabilisation du choc droit Cd dans le divergent 122 de la tuyère.DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION FIG. 1 schematically illustrates in longitudinal section a gas generator, or pressure generator, 100 in accordance with one embodiment of the invention. In the rest of the description, the terms "upstream" and "downstream" define the relative positions of certain elements of the generator along the direction of the gas flow represented by the arrow E in FIG. 1. The gas generator 100 3033882 4 comprises an envelope 101 surrounding a tank 110 containing a solid propellant charge 111, a thermal protection 112 being interposed between the load 111 and the casing 101. The bottom 113 of the tank 110 is traversed by an ignition device 114 for 5 initiating the combustion of the solid propellant charge 111. The ignition device 114 may be for example an electropyrotechnic type device composed of a safety pin and a relay charge (not shown in Figure 1). The tank 110 is connected in its downstream portion to a supply line 130 through a convergent-divergent nozzle 120 comprising a convergent 121 in contact with the tank outlet 110 and a diverging portion 122 whose end is connected to the upstream of the feed pipe 130, the convergent 121 and the divergent 122 defining between them a first neck 123. The feed pipe 130 is closed in its downstream part by a second neck 131. In the example described here, the gas generator 100 is intended to actuate a supersonic turbine 10. Again in the example described here, the supersonic turbine 10 constitutes, in combination with the gas generator 100, a device for assisting a propulsion system of a helicopter Single engine. For this purpose, the turbine 10 comprises a wheel 11 intended to be driven by the gases from the generator 100, the wheel 11 being secured to a drive shaft 12 connected to a power transmission gearbox 20 adapted to drive a rotor In this embodiment, the second neck 131 is coupled to the injection nozzle 13 of the turbine 10. The operation of the gas generator 100 is now explained in connection with the simplified diagram of FIG. When necessary, for example in the event of detecting a loss of power on the single turbine engine of the helicopter, a computer (not shown in Figure 2) emits an electrical signal to the starter device. ignition 114 whose function is to transform this electrical order in pyrotechnic order and initiate the relay load. The pyrotechnic signal initiated by the relay charge is intended to ignite the solid propellant charge 111 present in the tank 100 which here forms a combustion chamber. After ignition of the charge 111, the surface thereof burns and progresses producing combustion gases that escape from the reservoir creating a flow E. The flow rate law of the flow E is determined by the geometry of the flow. or loading and / or total or partial inhibition of certain parts of the load. In the example described here, the load 111 has a multilobed geometry 5 which makes it possible to increase the combustion surface of the load while minimizing the bulk and mass of the gas generator (FIG. 1). According to the invention, the ratio between the section A131 of the second neck 131 and the section A123 of the first neck must be greater than 1: 10 A131 A123> 1 This double collar architecture and the section ratio between the two necks as defined above allows the creation of a right shock Cd which stabilizes in the divergent 122 downstream of the first neck 123 and which has the effect of passing the flow E of a supersonic regime at the level of the output neck 123 at a subsonic regime in the feed pipe 130. This double-neck architecture and a section ratio between the two necks as defined above allows to decouple the operation of the first system formed by the propellant tank 110 provided with the convergent-divergent nozzle 120 of the operation of the second system constituted by the feed pipe 130 and the second neck. The first neck 123 of the convergent-divergent nozzle 120 may be sized to adjust the ballistic operation of the generator, i.e. the pressure Pu. in the tank 110 and the mass flow rate at the outlet of the nozzle 120 which is kept at the outlet of the second neck 131. The generating pressure Pi2 in the supply line is regulated by the second neck 131 and by the stabilization of the right shock Cd in the divergent 122 of the nozzle.

30 Il est ainsi possible de faire fonctionner de manière amorcée les deux systèmes (écoulement sonique dans les deux cols) avec une pression génératrice différente dans le réservoir et la conduite d'alimentation, et ce tout en assurant un débit massique constant en sortie du deuxième col 131. Par conséquent, avec le générateur de gaz de l'invention, le débit 35 massique en sortie du deuxième col 131 peut être conservé même en cas 3033882 6 de variation de la section de ce deuxième col. La variation de la section du deuxième col peut être voulue, c'est-à-dire que la section du col est formée par des éléments mobiles dont les déplacements relatifs sont commandés par un dispositif d'actionnement de manière à rapprocher ou 5 éloigner ces éléments afin d'agir sur la valeur de la section du col. De manière connue, la variation de section de col peut être notamment réalisée avec un système à pointeau ou volet mobile qui permet de moduler la section d'écoulement des gaz au niveau du col. Dans le cas d'un système à double col, la variation de la section du deuxième col 10 permet notamment de réaliser une modulation de vitesse de sortie de turbine supersonique à débit constant ou une modulation de poussée pour un moteur à propergol solide. La variation de la section du deuxième col peut également se produire de manière non contrôlée, comme c'est le cas par exemple 15 lorsqu'un dépôt se forme sur la paroi du col au cours de la combustion du chargement. Dans ce dernier cas, l'obstruction partielle du deuxième col ne modifie par le débit en sortie de celui-ci. La variation de la section du deuxième col est toutefois limitée. En effet, dans le cas d'une diminution de la section du deuxième col, celle- 20 ci doit rester supérieure à la section du premier col pour conserver le rapport de section entre les deux cols tel que défini précédemment. Dans le cas d'une augmentation de la section du deuxième col, celle-ci a pour conséquence de déplacer l'onde de choc plus en aval dans le divergent de la tuyère convergente-divergente. L'augmentation de la 25 section du deuxième col est de préférence limitée à une valeur telle qu'il subsiste toujours un choc droit dans le divergent. La section du deuxième col peut donc être notamment choisie de manière à ce que le rapport entre la section du deuxième col et la section de sortie du divergent soit inférieur à 1. 30It is thus possible to operate in a primed manner the two systems (sonic flow in the two necks) with a different generating pressure in the reservoir and the feed pipe, and while ensuring a constant mass flow output of the second. Thus, with the gas generator of the invention, the mass flow rate at the outlet of the second neck 131 can be retained even in case of variation of the section of this second neck. The variation of the section of the second neck may be desired, that is to say that the section of the neck is formed by movable elements whose relative movements are controlled by an actuating device so as to bring these elements in order to act on the value of the neck section. In known manner, the neck section variation can be achieved in particular with a needle system or movable flap that modulates the gas flow section at the neck. In the case of a double-neck system, the variation of the section of the second neck 10 makes it possible in particular to achieve a constant flow supersonic turbine output speed modulation or a thrust modulation for a solid propellant engine. The variation of the section of the second neck can also occur uncontrollably, as is the case for example when a deposit is formed on the wall of the neck during the combustion of the load. In the latter case, the partial obstruction of the second neck does not change the output flow thereof. The variation of the section of the second neck is however limited. Indeed, in the case of a decrease in the section of the second neck, it must remain greater than the section of the first neck to maintain the section ratio between the two necks as defined above. In the case of an increase in the section of the second neck, it has the effect of moving the shock wave further downstream in the divergent of the convergent-divergent nozzle. The increase in the section of the second neck is preferably limited to such a value that there always remains a right shock in the divergent. The section of the second neck may therefore be chosen in particular so that the ratio between the section of the second neck and the exit section of the divergent is less than 1. 30

Claims

REVENDICATIONS1. A gas generator (100) comprising a propellant tank (110), the reservoir being connected to a supply line (130) by a convergent-divergent nozzle (120) comprising a first sonic neck (123), said conduit of a feed (130) being closed on the side opposite to the nozzle (120) by a second sonic neck (131) through which gases from the combustion of the propellant are discharged, generator in which the ratio between the section (A131) of the second neck ( 131) and the section (A123) of the first neck (123) is greater than 1.

2. Generator according to claim 1, wherein the reservoir (110) contains one or more solid propellant charges (111).

The gas generator according to claim 2, wherein at least a portion of each solid propellant charge (111) is inhibited.

4. Gas generator according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the second neck has a variable section.

5. Device for assisting a propulsion system of a single-engine helicopter comprising a turbine engine connected to a power transmission gearbox (20) adapted to drive a rotor (30), the device comprising a rotating drive turbine (10) an output shaft (12) mechanically connected to the power transmission gearbox (20), and a gas generator (100) according to any one of claims 1 to 4, the input (13) the drive turbine (10) being connected to the second neck (131) of said gas generator so as to be fed with driving gases.

Helicopter comprising an assistance device according to claim 5.