FR3115331A1

FR3115331A1 - Device making it possible to generate additional thrust on take-off of an aircraft, without overconsumption of fuel.

Info

Publication number: FR3115331A1
Application number: FR2010684A
Authority: FR
Inventors: Michel Aguilar
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2020-10-19
Filing date: 2020-10-19
Publication date: 2022-04-22

Abstract

Le dispositif de réverse ([Fig.1]) permet de réduire fortement la distance de roulage à l’atterrissage des aéronefs. Les volets 7 et/ou le carénage 8 qui orientent de préférence le flux froid 3 (double flux) vers l’avant 9 de cette réverse peuvent aussi être utilisés en tant qu’éjecteur ([Fig.3]) de sorte à produire une poussée supplémentaire sans surconsommation de carburant durant la phase de décollage. La distance de roulage au décollage s’en trouve réduite, et pour une même vitesse de décollage les gains en consommation de carburant seront très importants. Les éléments de ce dispositif étant rétractables ([Fig.3]), toujours sous l’effet du vérin 10, font que la trainée globale de la turbomachine en croisière ne s’en trouvera pas dégradée. La superposition du flux froid 10 ([Fig.3]) généré par l’éjecteur aux flux froid 3 et flux chaud 6 contribut à réduire la puissance acoustique (tout autant que la signature thermique) durant les phases de décollage et de montée vers l’altitude de croisière des aéronefs. Figure pour l’abrégé : Fig.3The reverse device ([Fig.1]) greatly reduces the taxi distance when aircraft land. The flaps 7 and/or the fairing 8 which preferably orient the cold flow 3 (double flow) forward 9 of this reverse can also be used as an ejector ([Fig.3]) so as to produce a additional thrust without overconsumption of fuel during the take-off phase. The take-off run distance is reduced, and for the same take-off speed, the savings in fuel consumption will be very significant. The elements of this device being retractable ([Fig.3]), still under the effect of the cylinder 10, mean that the overall drag of the turbomachine in cruise will not be degraded. The superposition of the cold flow 10 ([Fig.3]) generated by the ejector with the cold flow 3 and hot flow 6 contributes to reducing the acoustic power (just as much as the thermal signature) during the take-off and climb phases. aircraft cruising altitude. Figure for abstract: Fig.3

Description

Device making it possible to generate additional thrust on take-off of an aircraft, without overconsumption of fuel.

L’invention relève des dispositifs permettant de générer un complément de poussée au décollage des aéronefs sans surconsommation de carburant.The invention relates to devices making it possible to generate additional thrust on take-off of aircraft without overconsumption of fuel.

À ce jour, les turbomachines qui augmentent la poussée des aéronefs de préférence au décollage sont celles qui peuvent activer la post-combustion par une importante injection supplémentaire (200%) de carburant. Ces turbomachines relèvent du domaine militaire.To date, the turbomachines that increase the thrust of aircraft preferably at takeoff are those that can activate the afterburner by a significant additional injection (200%) of fuel. These turbomachines come under the military domain.

La présente invention a pour but de générer une poussée complémentaire mais, contrairement au dispositif de la post-combustion, sans surconsommation de carburant. Le dispositif objet de la présente invention consiste donc à augmenter la poussée au décollage et pour partie en phase de montée des aéronefs sans consommation supplémentaire de carburant. Pour réaliser cet objectif, il n’est que de modifier l’inverseur de poussée dont sont dotés la plupart des turbomachines (turboréacteurs) qui équipent les avions commerciaux/civils pour en faire un dispositif nommé éjecteur. Ce dispositif s’effaçant ensuite dès que l’aéronef atteint une vitesse suffisante de sorte à ne pas lui opposer de forces supplémentaires à son avancement.The aim of the present invention is to generate additional thrust but, unlike the post-combustion device, without overconsumption of fuel. The device that is the subject of the present invention therefore consists in increasing the thrust on takeoff and partly in the climb phase of the aircraft without additional fuel consumption. To achieve this objective, it is only necessary to modify the thrust reverser with which most of the turbomachines (turbojets) that equip commercial/civilian aircraft are equipped to make a device called an ejector. This device then disappears as soon as the aircraft reaches sufficient speed so as not to oppose additional forces to its advancement.

L’inverseur :The inverter:

Dans le domaine aéronautique, l'inversion de poussée, souvent désignée par son terme anglaisreverseest un dispositif permettant d'orienter vers l'avant une partie ou la totalité de la poussée – jet inversé - exercée par un moteur à réaction dans le but de ralentir un aéronef et de réduire sa distance de freinage lors de l'atterrissage.In the aeronautical field, reverse thrust, often referred to by its English term reverse , is a device making it possible to direct part or all of the thrust forward - reverse jet - exerted by a jet engine with the aim of to slow down an aircraft and reduce its braking distance during landing.

Comme à l’accoutumé, les inverseurs positionnés en partie arrière du moteur ont pour fonctions :As usual, the reversers positioned at the rear of the engine have the following functions:

To maintain the profile of the exhaust nozzle in direct cruise mode,
To perform this reverse in reverse jet mode on landing.

Ces inverseurs sont en fait équipés de 2 (ou plus) coquilles (ou becquets) montées pivotantes sur la structure fixe de l’inverseur dont la cinématique reste simple et légère. En mode dit « lisse » ou inverseur non actif le jet est direct pour assurer la force propulsive au décollage, et à l’atterrissage ces coquilles déployées constituent alors des obstacles qui inversent le flux. De fait, la distance de roulage à l’atterrissage s’en trouve fortement réduite.These reversers are in fact equipped with 2 (or more) shells (or spoilers) pivotally mounted on the fixed structure of the reverser whose kinematics remain simple and light. In so-called "smooth" mode or non-active reverser, the jet is direct to ensure the propulsive force on takeoff, and on landing these deployed shells then constitute obstacles which reverse the flow. In fact, the landing roll distance is greatly reduced.

De nombreux système d’inverseurs ont été installés, mais tous assurent l’inversion de la poussée pour des raisons évoquées supra.Many reverser systems have been installed, but all ensure reverse thrust for the reasons mentioned above.

L’éjecteur :The ejector:

Par ailleurs, la NASA a mené de nombreux essais sur l’éjecteur qui consiste à positionner dans le plan de sortie de la turbomachine ou en léger recouvrement une tuyère de section de préférence circulaire de forme adaptée aux gaz d’éjection qu’ils soient continus ou pulsés appelés « jet primaire ». Les conclusions de ces diverses expérimentations indiquent une augmentation très significative de la poussée résultante sans consommation supplémentaire de carburant.In addition, NASA has carried out numerous tests on the ejector which consists of positioning in the exit plane of the turbomachine or slightly overlapping a nozzle with a preferably circular section of shape adapted to the ejection gases whether they are continuous or pulsed called "primary jet". The conclusions of these various experiments indicate a very significant increase in the resulting thrust without additional fuel consumption.

De fait, l’air extérieur ou « jet secondaire » est entrainé par le jet primaire pulsé ou continue grâce à la viscosité intrinsèque des deux fluides et à la dépression générée par la vitesse de l’écoulement du flux primaire. Le débit s’en trouve augmenté et il se forme plusieurs zones de mélange : Une première zone qui représente l’entrainement du fluide extérieur (ici, l’air), ou flux secondaire, et une deuxième zone où s’effectue le mélange de ces deux fluides tel que selon la forme circulaire de la partie de l’éjecteur en prolongation de la section aussi circulaire de la tuyère du turboréacteur, fait que le débit total est augmenté et produit une compression dans ladite zone de mélange de ces deux fluides, primaire et secondaire. Une troisième zone ou tuyère d’éjection mais légèrement divergente et totalement adaptée à la pointe arrière du turboréacteur permet la détente du mélange de ces deux fluides produisant ainsi le complément de poussée recherché sans consommation supplémentaire de carburant.In fact, the outside air or "secondary jet" is driven by the pulsed or continuous primary jet thanks to the intrinsic viscosity of the two fluids and the depression generated by the speed of the flow of the primary flow. The flow is increased and several mixing zones are formed: A first zone which represents the entrainment of the external fluid (here, the air), or secondary flow, and a second zone where the mixing of these two fluids such that according to the circular shape of the part of the ejector in extension of the also circular section of the nozzle of the turbojet, causes the total flow to be increased and produces a compression in the said mixing zone of these two fluids, primary and secondary. A third zone or exhaust nozzle, but slightly divergent and fully adapted to the rear tip of the turbojet, allows the expansion of the mixture of these two fluids, thus producing the additional thrust required without additional fuel consumption.

À noter qu’en air dit libre (sans carénage de l’éjecteur), le rapport entre le débit secondaire et le débit primaire est de l’ordre de 25.Note that in so-called free air (without fairing of the ejector), the ratio between the secondary flow and the primary flow is of the order of 25.

L’inverseur – Éjecteur :The reverser – Ejector:

Des essais ont été menés sur des avions de ligne faisant ressortir l’inconvénient majeur suivant : attendu que l’éjecteur (thrust augmentor) solidaire en sortie du propulseur présente une surface frontale en rupture de continuité, alors dès que la vitesse de l’aéronef augmente de façon importante jusqu’à sa vitesse de croisière, l’éjecteur étant rendu fixe par conception, la trainée aérodynamique produite sur la turbomachine devient fortement contre-productive au point de générer un poussée beaucoup plus faible : ce dispositif devient rédhibitoire.Tests have been carried out on airliners showing the following major drawback: given that the ejector (thrust augmentor) attached to the output of the thruster has a frontal surface that breaks in continuity, then as soon as the speed of the aircraft increases significantly up to its cruising speed, the ejector being made fixed by design, the aerodynamic drag produced on the turbomachine becomes highly counterproductive to the point of generating a much lower thrust: this device becomes prohibitive.

Le dispositif, objet de l’invention, sera de préférence lié au flux secondaire froid, afin de ne pas le soumettre aux conséquences thermiques dues au flux primaire chaud créé par la chambre de combustion.The device, object of the invention, will preferably be linked to the cold secondary flow, so as not to subject it to the thermal consequences due to the hot primary flow created by the combustion chamber.

Pour rendre bien plus efficace ce dispositif en termes de poids et de complexité cinématique, la section de la tuyère d’éjection des propulseurs sera de préférence rectangulaire plutôt que circulaire.To make this device much more efficient in terms of weight and kinematic complexity, the section of the thruster ejection nozzle will preferably be rectangular rather than circular.

La présente invention a pour objectif de modifier l’inverseur de poussée en un dispositif actif au décollage et en partie durant la phase de montée, en un éjecteur de sorte à augmenter la poussée de façon significative (plus de 20%) sans consommation supplémentaire de carburant. Et une fois la vitesse de l’aéronef suffisante, ce dispositif s’effacera de sorte à présenter une forme dite « lisse » d’où une trainée aérodynamique minimum conforme à la vitesse de croisière de l’aéronef.The object of the present invention is to modify the thrust reverser into an active device on takeoff and partly during the climb phase, into an ejector so as to increase the thrust significantly (more than 20%) without additional consumption of fuel. And once the speed of the aircraft is sufficient, this device will disappear so as to present a so-called "smooth" shape, hence a minimum aerodynamic drag in accordance with the cruising speed of the aircraft.

Une conséquence importante de ce dispositif est une consommation de carburant fortement réduite du fait qu’au décollage et en phase de montée, les propulseurs sont lancés à leurs performances maximales là où la consommation est aussi maximale. Comptabilisé sur toute une année d’exploitation (et plus encore sur toute la durée de vie de l’aéronef), les gains en consommation seront très importants.An important consequence of this device is a greatly reduced fuel consumption due to the fact that on takeoff and in the climb phase, the thrusters are launched at their maximum performance where consumption is also maximum. Counted over a whole year of operation (and even more over the entire life of the aircraft), the savings in consumption will be very significant.

Un effet collatéral de ce dispositif est de réduire le bruit au décollage généré par les propulseurs lancés à leur puissance maximale. En effet, ce flux secondaire peut être considéré comme une couche supplémentaire qui vient se superposer au double flux froid et au flux primaire chaud de sorte à s’interposer à la puissance acoustique générée principalement par la vitesse élevée des gaz d’éjection du flux primaire chaud, réduisant par ailleurs leur température finale.A collateral effect of this device is to reduce the take-off noise generated by thrusters launched at their maximum power. Indeed, this secondary flow can be considered as an additional layer which is superimposed on the double cold flow and on the hot primary flow so as to interpose the acoustic power generated mainly by the high speed of the ejection gases of the primary flow. hot, thereby reducing their final temperature.

L’objet principal de cette invention consiste à conjuguer ces deux dispositifs : l’inverseur de poussée et l’éjecteur comme indiqué par la , de sorte à produire une poussée supplémentaire au décollage et pour partie en phase de montée, sans consommation supplémentaire de carburant, et avec réduction de la puissance acoustique durant ces phases jusque vers l’altitude de croisière pour en réduire les nuisances subies par les riverains.The main object of this invention consists in combining these two devices: the thrust reverser and the ejector as indicated by the , so as to produce additional thrust on takeoff and partly during the climb phase, without additional fuel consumption, and with reduction of the acoustic power during these phases up to cruising altitude to reduce the nuisance suffered by local residents .

La représente en demie coupe le fonctionnement du turboréacteur en mode croisière ou directe. Le flux principal est aspiré par l’entrée d’air du compresseur via les pales 1 pour se décomposer en flux primaire 2 et en double flux 3. Le flux primaire 2 après son mélange avec du carburant alimente la chambre de combustion 4 qui, pour partie, cède son énergie aux jeux de turbines 5 lesquelles entrainent le compresseur, pendant que la partie résiduelle de cette énergie, le flux chaud 6, se détend dans la tuyère pour assurer la propulsion de l’aéronef. Le volet 7 et le carénage 8 sont alors en position dite « lisse ». Le vérin 10 est disposé en V1 de telle sorte à maintenir les éléments 7 et 8 en mode « lisse ». The shows in half section the operation of the turbojet in cruise or direct mode. The main flow is sucked by the air inlet of the compressor via the blades 1 to break down into primary flow 2 and double flow 3. After mixing with fuel, the primary flow 2 feeds the combustion chamber 4 which, for part, yields its energy to the sets of turbines 5 which drive the compressor, while the residual part of this energy, the hot flow 6, expands in the nozzle to ensure the propulsion of the aircraft. The flap 7 and the fairing 8 are then in the so-called “smooth” position. The cylinder 10 is arranged in V1 so as to maintain the elements 7 and 8 in “smooth” mode.

La précise qu’au moment de l’atterrissage, le vérin 10 positionne le volet 7 en V2 de telle sorte que le double flux froid 3 soit dévié vers l’avant 9 du turboréacteur afin d’exercer une contre-poussée et freiner ainsi l’aéronef augmentant par conséquent la durée de vie des pneus et des plaquettes de frein. Le carénage 8 pouvant conserver sa position initiale telle qu’indiqué sur les figures 1 et 2. La distance de roulage durant cette phase d’atterrissage est alors nettement réduite. The specifies that at the moment of landing, the cylinder 10 positions the flap 7 in V2 so that the double cold flow 3 is deflected forward 9 of the turbojet engine in order to exert a counter-thrust and thus brake the aircraft therefore increasing the life of tires and brake pads. The fairing 8 can retain its initial position as shown in Figures 1 and 2. The rolling distance during this landing phase is then significantly reduced.

La représente le volet 7 et le carénage 8 positionnés en V3 et manœuvrés par le vérin 10. Le flux secondaire froid (atmosphérique) extérieur 11 est entrainé par viscosité du double flux et par dépression statique due précisément à cette vitesse d’entrainement. The represents the flap 7 and the fairing 8 positioned in V3 and operated by the cylinder 10. The secondary cold (atmospheric) external flow 11 is driven by viscosity of the double flow and by static depression due precisely to this driving speed.

Le volet 7 est dimensionné de sorte à ce que les deux flux (double flux 3 et flux secondaire 11) se mélangent au mieux, et le volet 8 est dimensionné pour présenter une tuyère légèrement divergente nécessaire à la détente des deux flux dont les débits respectifs sont comprimés précisément dans la zone de mélange. De fait, le débit total 12 est alors augmenté avec une quasi même vitesse d’éjection. La poussée s’en trouvera donc augmentée, et surtout sans surconsommation de carburant.The shutter 7 is sized so that the two streams (double stream 3 and secondary stream 11) mix as well as possible, and the shutter 8 is sized to have a slightly divergent nozzle necessary for the relaxation of the two streams whose respective flow rates are compressed precisely in the mixing zone. In fact, the total flow 12 is then increased with almost the same ejection speed. The thrust will therefore be increased, and above all without overconsumption of fuel.

Les flux froids sont privilégiés afin de ne pas soumettre tous les organes concernés de ce dispositif objet de l’invention au stress de la température, et avec pour conséquence d’en prolonger leur durée de vie.Cold flows are favored so as not to subject all the organs concerned of this device which is the subject of the invention to temperature stress, and with the consequence of prolonging their lifespan.

De plus, le flux 12 de ce dispositif venant se superposer de surcroit aux flux chaud 6 issu de la chambre de combustion et au double flux 3 se comportera comme la dernière couche gazeuse protectrice à faible vitesse réduisant ainsi fortement l’impact acoustique sur les populations riveraines.In addition, the flow 12 of this device coming to be superimposed in addition to the hot flow 6 coming from the combustion chamber and to the double flow 3 will behave like the last protective gaseous layer at low speed thus greatly reducing the acoustic impact on the populations. riverside.

Une fois l’altitude de sécurité atteinte, ce dispositif retrouvera sa position dite de « croisière » telle d’indiquée sur la afin de ne pas présenter de trainée supplémentaire de sorte à ce que l’aéronef retrouve sa vitesse à l’altitude de croisière.Once the safety altitude has been reached, this device will return to its so-called "cruise" position as indicated on the so as not to present any additional drag so that the aircraft regains its speed at cruising altitude.

Claims

Thrust reverser device for a turbofan engine 3, characterized in that it comprises a jack 10 intended to operate a flap 7 and a fairing 8. Said jack being able to take:
- a first position V1 allowing the alignment of the flap 7 and the fairing 8, in the so-called "smooth" position to provide thrust in cruise mode,
- a second position V2 making it possible to deflect the double cold flow 3 forward 9 of the turbojet engine in order to exert a counter thrust, and
- A third position V3 allowing the addition of an external secondary flow 11 which is added to and mixed with the double flow 3, in order to increase the total flow and thus the thrust, without overconsumption of fuel.