FR3129988A1 - COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE - Google Patents

COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE Download PDF

Info

Publication number
FR3129988A1
FR3129988A1 FR2112936A FR2112936A FR3129988A1 FR 3129988 A1 FR3129988 A1 FR 3129988A1 FR 2112936 A FR2112936 A FR 2112936A FR 2112936 A FR2112936 A FR 2112936A FR 3129988 A1 FR3129988 A1 FR 3129988A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
casing
nozzle
annular
axis
connecting elements
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.)
Pending
Application number
FR2112936A
Other languages
French (fr)
Inventor
Clément Raphaël LAROCHE
Emmanuel DEPOTS
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
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2112936A priority Critical patent/FR3129988A1/en
Publication of FR3129988A1 publication Critical patent/FR3129988A1/en
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infra-red radiation suppressors
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/15—Heat shield
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/25—Three-dimensional helical
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped

Abstract

Tuyère (10) d’échappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aéronef, cette tuyère (10) comportant : - un cône d’éjection (12) qui est centré sur un axe (X) et dont un diamètre externe diminue le long de l’axe (X) de son extrémité amont à son extrémité aval, - un carter annulaire (14) qui s’étend autour de l’axe (X) et du cône (14) et qui porte à son extrémité aval des volets (16) pivotants, et - une enveloppe annulaire (18) qui s’étend autour de l’axe (X) et à l’intérieur du carter annulaire (14), cette enveloppe (18) délimitant avec le cône (12) une veine annulaire (20) d’écoulement de gaz de combustion le long de l’axe (X) et avec le carter (22) un canal annulaire de passage d’air de ventilation le long de l’axe. Figure pour l'abrégé : Figure 3Combustion gas exhaust nozzle (10) for an aircraft turbomachine, this nozzle (10) comprising: - an ejection cone (12) which is centered on an axis (X) and whose external diameter reduces the along the axis (X) from its upstream end to its downstream end, - an annular casing (14) which extends around the axis (X) and the cone (14) and which carries at its downstream end flaps (16) pivoting, and - an annular casing (18) which extends around the axis (X) and inside the annular casing (14), this casing (18) delimiting with the cone (12) an annular stream (20) for the flow of combustion gas along the axis (X) and with the casing (22) an annular channel for the passage of ventilation air along the axis. Figure for abstract: Figure 3

Description

TUYERE D’ECHAPPEMENT DE GAZ DE COMBUSTION POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEFCOMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Domaine technique de l'inventionTechnical field of the invention

La présente invention concerne une tuyère d’échappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aéronef, ainsi qu’une turbomachine d’aéronef comportant une telle tuyère.The present invention relates to a combustion gas exhaust nozzle for an aircraft turbomachine, as well as an aircraft turbomachine comprising such a nozzle.

Arrière-plan techniqueTechnical background

Une turbomachine d’aéronef comprend de manière classique un générateur de gaz comportant d’amont en aval au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine. Les expressions amont et aval font référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine, les gaz commençant par être comprimés dans le ou les compresseurs, à être mélangés à du carburant et brûlés dans la chambre de combustion, puis à être détendus dans la ou les turbines.An aircraft turbomachine conventionally comprises a gas generator comprising, upstream to downstream, at least one compressor, one annular combustion chamber and at least one turbine. The expressions upstream and downstream refer to the flow of gases in the turbomachine, the gases first being compressed in the compressor(s), being mixed with fuel and burned in the combustion chamber, then being expanded in the compressor(s). the turbines.

En aval de la ou des turbines, la turbomachine comprend une tuyère d’échappement ou d’éjection des gaz de combustion. Dans le cadre de la présente invention et en référence à la , la tuyère 10 comprend :Downstream of the turbine or turbines, the turbomachine comprises an exhaust or combustion gas ejection nozzle. In the context of the present invention and with reference to the , the nozzle 10 comprises:

- un cône d’éjection 12 qui est centré sur un axe et dont un diamètre externe diminue le long de l’axe de son extrémité amont (à gauche sur le dessin) à son extrémité aval (à droite sur le dessin),- an ejection cone 12 which is centered on an axis and whose external diameter decreases along the axis from its upstream end (on the left in the drawing) to its downstream end (on the right in the drawing),

- un carter annulaire 14 qui s’étend autour de l’axe et du cône 12 et qui porte à son extrémité aval des volets 16 pivotants, et- an annular casing 14 which extends around the axis and the cone 12 and which carries at its downstream end pivoting flaps 16, and

- une enveloppe annulaire 18 qui s’étend autour de l’axe et à l’intérieur du carter annulaire 14, cette enveloppe 18 délimitant avec le cône 12 une veine annulaire 20 d’écoulement de gaz de combustion (flèche F1) le long de l’axe et avec le carter 14 un canal annulaire 22 de passage d’air de ventilation (flèche F2) le long de l’axe.- an annular casing 18 which extends around the axis and inside the annular casing 14, this casing 18 defining with the cone 12 an annular vein 20 for the flow of combustion gas (arrow F1) along the axis and with the casing 14 an annular channel 22 for the passage of ventilation air (arrow F2) along the axis.

Ce type de tuyère 10 est par exemple utilisé dans un générateur de gaz équipé d’un système de post-combustion. Ce système est monté en aval de la chambre de combustion et permet de générer une combustion supplémentaire des gaz en injectant davantage de carburant.This type of nozzle 10 is for example used in a gas generator equipped with a post-combustion system. This system is mounted downstream of the combustion chamber and makes it possible to generate additional combustion of the gases by injecting more fuel.

Les gaz de combustion peuvent atteindre des températures très importantes et ceci est d’autant plus vrai pour les gaz de combustion sortant du système de post-combustion.The combustion gases can reach very high temperatures and this is all the more true for the combustion gases leaving the post-combustion system.

Dans la tuyère 10 précitée, le carter annulaire 12 est réalisée en général dans un alliage métallique, par exemple à base de titane, qui a une tenue thermique relativement limitée et qui est protégée des gaz de combustion par l’enveloppe 18 et par le canal 22 de passage d’air de ventilation défini entre l’enveloppe 18 et le carter 14. Le carter a une tenue thermique de l’ordre de 350°C et les gaz de combustion peuvent atteindre 800°C dans la veine 20. La différence de température est donc importante d’où l’importance de protéger le carter 14 par l’enveloppe 18 et le canal 22.In the aforementioned nozzle 10, the annular casing 12 is generally made of a metal alloy, for example based on titanium, which has a relatively limited thermal resistance and which is protected from the combustion gases by the casing 18 and by the channel 22 ventilation air passage defined between the casing 18 and the housing 14. The housing has a thermal resistance of the order of 350 ° C and the combustion gases can reach 800 ° C in the vein 20. The difference temperature is therefore important, hence the importance of protecting the casing 14 by the casing 18 and the channel 22.

Dans la technologie actuelle, l’enveloppe 18 est formée par une tôle ondulée mieux visible à la . Cependant, cette tôle ne protège pas toujours efficacement le carter 14. Il est donc nécessaire de réaliser régulièrement des opérations de contrôle et de remplacement des pièces de la tuyère 10, en particulier après une phase de post-combustion.In current technology, the envelope 18 is formed by a corrugated sheet which is better visible at the . However, this sheet does not always effectively protect the casing 14. It is therefore necessary to carry out regular inspection and replacement operations for the parts of the nozzle 10, in particular after a post-combustion phase.

Par ailleurs, une autre tôle 24 est montée à l’extrémité aval du canal 22 et est fixée au carter 14. Cette tôle 24 a une forme générale tronconique et délimite avec l’enveloppe 18 des passages pour la sortie de l’air du canal 22. Cependant, en fonctionnement, il existe un risque de réintroduction de gaz de combustion depuis la veine 20 jusque dans le canal 22 en passant par ces passages (flèche F3). Ces gaz de combustion sont susceptibles de perturber la ventilation du carter 14 et d’augmenter la température de ce dernier, ce qui est problématique.Furthermore, another sheet 24 is mounted at the downstream end of the channel 22 and is fixed to the casing 14. This sheet 24 has a generally frustoconical shape and delimits with the casing 18 passages for the exit of the air from the channel 22. However, in operation, there is a risk of reintroduction of combustion gases from the stream 20 into the channel 22 via these passages (arrow F3). These combustion gases are liable to disturb the ventilation of the casing 14 and to increase the temperature of the latter, which is problematic.

La présente invention a pour but de remédier à au moins une partie des problèmes évoqués dans ce qui précède.The object of the present invention is to remedy at least some of the problems mentioned above.

Selon un premier aspect, l’invention concerne une tuyère d’échappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aéronef, cette tuyère comportant :According to a first aspect, the invention relates to a combustion gas exhaust nozzle for an aircraft turbomachine, this nozzle comprising:

- un cône d’éjection qui est centré sur un axe et dont un diamètre externe diminue le long de l’axe de son extrémité amont à son extrémité aval,- an ejection cone which is centered on an axis and whose external diameter decreases along the axis from its upstream end to its downstream end,

- un carter annulaire qui s’étend autour de l’axe et du cône et qui porte à son extrémité aval des volets pivotants, et- an annular casing which extends around the axis and the cone and which carries pivoting flaps at its downstream end, and

- une enveloppe annulaire qui s’étend autour de l’axe et à l’intérieur du carter annulaire, cette enveloppe délimitant avec le cône une veine annulaire d’écoulement de gaz de combustion le long de l’axe et avec le carter un premier canal annulaire de passage d’air de ventilation le long de l’axe,- an annular casing which extends around the axis and inside the annular casing, this casing defining with the cone an annular vein for the flow of combustion gas along the axis and with the casing a first annular ventilation air passage channel along the axis,

caractérisée en ce que l’enveloppe est du type à double peau et comprend deux peaux annulaires, respectivement interne et externe, qui sont à distance radiale l’une de l’autre et sont reliées entre elles par des éléments de liaison, ces peaux définissant entre elles un second canal annulaire de passage d’air de ventilation le long de l’axe.characterized in that the casing is of the double skin type and comprises two annular skins, respectively internal and external, which are at a radial distance from each other and are connected to one another by connecting elements, these skins defining between them a second annular channel for the passage of ventilation air along the axis.

L’invention permet de protéger le carter de la tuyère des fortes chaleurs qui règnent en fonctionnement à l’intérieur de l’enveloppe. Deux canaux annulaires de passage d’air de ventilation protègent le carter. Le premier canal est prévu entre l’enveloppe et le carter et un second canal est prévu à l’intérieur de l’enveloppe. Ceci permet d’améliorer la tenue thermique de la tuyère et sa durée de vie, et de limiter les besoins d’opération de contrôle et de maintenance de la tuyère en particulier après une postcombustion bien que l’invention ne soit pas limitée à ce type d’application.The invention makes it possible to protect the casing of the nozzle from the high temperatures which prevail in operation inside the casing. Two annular ventilation air channels protect the crankcase. The first channel is provided between the casing and the casing and a second channel is provided inside the casing. This makes it possible to improve the thermal resistance of the nozzle and its service life, and to limit the need for inspection and maintenance of the nozzle, in particular after postcombustion, although the invention is not limited to this type. of application.

La tuyère selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres :The nozzle according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from each other, or in combination with each other:

- l’enveloppe est réalisée en alliage métallique et forme un ensemble monobloc obtenu par mécanosoudage,- the casing is made of metal alloy and forms a one-piece assembly obtained by mechanical welding,

  • les éléments de liaison sont rapportés et fixés sur la peau interne ou sont intégrés à la peau interne, et la peau externe est rapportée et fixée sur les éléments de liaison,the connecting elements are attached and fixed to the inner skin or are integrated into the inner skin, and the outer skin is attached and fixed to the connecting elements,
  • la peau externe comprend des orifices qui débouchent au niveau des éléments de liaison pour permettre la fixation par soudage de la peau externe sur les éléments de liaison,the outer skin comprises orifices which open at the level of the connecting elements to allow the attachment by welding of the outer skin to the connecting elements,
  • les éléments de liaison ont une forme allongée et une section transversale sensiblement en U, I, T ou Ω,the connecting elements have an elongated shape and a cross section substantially in U, I, T or Ω,
  • les éléments de liaison s’étendent autour de l’axe de manière circulaire ou hélicoïdale,the connecting elements extend around the axis in a circular or helical manner,
  • les éléments de liaison sont écartés les uns des autres et définissent entre eux des passages d’air, et/ou comportent des orifices orientés axialement pour le passage de l’air de ventilation,the connecting elements are spaced from each other and define air passages between them, and/or include axially oriented orifices for the passage of ventilation air,
  • l’enveloppe est fixée en porte-à-faux au carter par son extrémité amont,the casing is fixed cantilevered to the casing by its upstream end,
  • la peau interne comprend à une extrémité amont une bride annulaire qui s’étend radialement vers l’extérieur et qui est fixée à une bride annulaire du carter, la bride de la peau interne comportant une rangée annulaire d’orifices d’alimentation en air desdits premier et second canaux,the inner skin comprises at an upstream end an annular flange which extends radially outwards and which is fixed to an annular flange of the casing, the flange of the inner skin comprising an annular row of air supply orifices of said first and second channels,
  • la peau externe comprend une extrémité amont tronconique qui est évasée vers l’amont et qui est séparée par des jeux du carter et de la bride de la peau interne,the outer skin comprises a frustoconical upstream end which is flared upstream and which is separated by clearances from the casing and from the flange of the inner skin,
  • l’enveloppe comprend à une extrémité aval une rangée annulaire de pattes qui s’étendent en direction radiale et comportent chacune une extrémité radialement interne fixée à l’enveloppe et une extrémité radialement externe en appui radial contre le carter ou un organe porté par le carter,the casing comprises at a downstream end an annular row of lugs which extend in the radial direction and each have a radially inner end fixed to the casing and a radially outer end bearing radially against the casing or a member carried by the casing ,
  • les pattes ont chacune une forme générale en S,the legs each have a general S-shape,
  • les pattes sont fixées par soudage sur les éléments de liaison,the lugs are fixed by welding on the connecting elements,

-- le second canal a une épaisseur en direction radiale comprise entre 2 et 10mm, et de préférence entre 3 et 8mm.-- the second channel has a thickness in the radial direction comprised between 2 and 10 mm, and preferably between 3 and 8 mm.

Selon un second aspect, l’invention concerne une tuyère d’échappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aéronef, cette tuyère comportant :According to a second aspect, the invention relates to a combustion gas exhaust nozzle for an aircraft turbomachine, this nozzle comprising:

- un cône d’éjection qui est centré sur un axe et dont un diamètre externe diminue le long de l’axe de son extrémité amont à son extrémité aval,- an ejection cone which is centered on an axis and whose external diameter decreases along the axis from its upstream end to its downstream end,

- un carter annulaire qui s’étend autour de l’axe et du cône et qui porte à son extrémité aval des volets pivotants, et- an annular casing which extends around the axis and the cone and which carries pivoting flaps at its downstream end, and

- une enveloppe annulaire qui s’étend autour de l’axe et à l’intérieur du carter annulaire, cette enveloppe délimitant avec le cône une veine annulaire d’écoulement de gaz de combustion le long de l’axe et avec le carter un canal annulaire de passage d’air de ventilation le long de l’axe,- an annular casing which extends around the axis and inside the annular casing, this casing defining with the cone an annular vein for the flow of combustion gas along the axis and with the casing a channel annular ventilation air passage along the axis,

caractérisée en ce qu’elle comprend en outre un diaphragme mécanique qui est monté à l’extrémité aval du canal et qui est configuré pour permettre un ajustement d’une section de sortie d’air de ce canal.characterized in that it further comprises a mechanical diaphragm which is mounted at the downstream end of the channel and which is configured to allow adjustment of an air outlet section of this channel.

L’invention permet de régler la section de sortie d’air du canal de passage d’air de ventilation. Ce réglage peut être provisoire ou permanent et est défini de façon à garantir la sortie de l’air de ventilation tout en évitant ou limitant le risque de réintroduction de gaz de veine dans le canal. La section de sortie peut ainsi être réglée et maintenue pendant toute la durée de fonctionnement voire toute la durée de vie de la turbomachine. La section de sortie peut également être ajustée en direct en fonction du régime ou de la phase de fonctionnement de la turbomachine.The invention makes it possible to adjust the air outlet section of the ventilation air passage channel. This adjustment can be temporary or permanent and is defined in such a way as to guarantee the exit of the ventilation air while avoiding or limiting the risk of reintroduction of vein gas into the channel. The outlet cross section can thus be adjusted and maintained throughout the entire operating time or even the entire lifetime of the turbomachine. The output section can also be adjusted directly according to the speed or the operating phase of the turbomachine.

La tuyère selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres :The nozzle according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from each other, or in combination with each other:

- le diaphragme comporte deux parties annulaires, respectivement interne et externe, la partie externe étant fixe et portée par le carter, et la partie interne étant montée mobile en rotation par rapport à la partie externe, le déplacement en rotation de la partie interne par rapport à la partie externe permettant d’ajuster la section de sortie d’air du canal,- the diaphragm comprises two annular parts, respectively internal and external, the external part being fixed and carried by the casing, and the internal part being mounted mobile in rotation relative to the external part, the rotational displacement of the internal part relative to to the external part allowing to adjust the air outlet section of the channel,

  • les parties sont fixées en porte-à-faux au carter,the parts are fixed cantilevered to the casing,
  • chacune des parties externe et interne a en section une forme en L et comprend une paroi cylindrique ou tronconique qui est reliée à son extrémité aval à un rebord radial orienté vers l’intérieur,each of the outer and inner parts has an L-shape in section and comprises a cylindrical or frustoconical wall which is connected at its downstream end to a radial edge facing inwards,
  • le rebord radial de la partie externe comprend une rangée annulaire de premiers orifices axiaux, et le rebord radial de la partie interne comprend une rangée annulaire de seconds orifices axiaux,the radial rim of the outer part comprises an annular row of first axial orifices, and the radial rim of the inner part comprises an annular row of second axial orifices,
  • les premiers et seconds orifices ont une même forme choisie parmi des formes circulaire, allongée, elliptique, oblongue, carrée et rectangulaire,the first and second orifices have the same shape chosen from circular, elongated, elliptical, oblong, square and rectangular shapes,
  • le rebord radial de la partie externe comprend une rangée annulaire de troisièmes orifices axiaux, et le rebord radial de la partie interne comprend une rangée annulaire de quatrième orifices axiaux, la partie interne étant mobile vis-à-vis de la partie externe depuis une première position extrême dans laquelle les premiers orifices sont alignés avec les seconds orifices et les troisièmes orifices communiquent avec les quatrième orifices, jusqu’à une seconde position extrême opposée dans laquelle les premiers et seconds orifices sont obturés et les troisièmes orifices communiquent avec les quatrièmes orifices,the radial flange of the outer part comprises an annular row of third axial orifices, and the radial flange of the inner part comprises an annular row of fourth axial orifices, the inner part being movable with respect to the outer part from a first extreme position in which the first orifices are aligned with the second orifices and the third orifices communicate with the fourth orifices, up to a second opposite extreme position in which the first and second orifices are closed and the third orifices communicate with the fourth orifices,
  • au moins l’un des rebords radiaux comprend des extensions radiales vers l’intérieur sur lesquelles l’enveloppe est apte à venir en appui radial, ces extensions radiales définissant entre elles des passages d’air de ventilation.at least one of the radial flanges comprises inward radial extensions on which the casing is capable of coming into radial support, these radial extensions defining ventilation air passages between them.
  • la partie externe a son extrémité amont qui est appliquée radialement contre le carter et fixée à ce carter, et le reste de la partie externe est écarté radialement du carter,the outer part has its upstream end which is applied radially against the casing and fixed to this casing, and the rest of the outer part is spaced radially from the casing,
  • la partie interne comprend à son extrémité amont des plots radiaux qui sont en saillie vers l’extérieur et sont réceptionnés dans des logements radiaux de la partie externe, chacun de ces plots radiaux ayant une dimension circonférentielle inférieure à celle du logement dans laquelle il est réceptionné de façon à pouvoir déplacer circonférentiellement les plots dans les logements et donc la partie interne vis-à-vis de la partie externe,the internal part comprises at its upstream end radial studs which project outwards and are received in radial housings of the external part, each of these radial studs having a circumferential dimension smaller than that of the housing in which it is received so as to be able to move the studs circumferentially in the housings and therefore the internal part vis-à-vis the external part,
  • chacun des plots est appliqué radialement contre le carter et comprend un orifice radial taraudé qui est aligné avec un orifice du carter qui a une forme allongée en direction circonférentielle, une vis étant vissée depuis l’extérieur dans l’orifice taraudé de chacun des plots et traversant l’orifice du carter,each of the studs is applied radially against the casing and comprises a radial threaded hole which is aligned with a hole in the casing which has an elongated shape in the circumferential direction, a screw being screwed from the outside into the threaded hole of each of the studs and passing through the hole in the housing,
  • la tuyère comprend en outre au moins un actionneur de déplacement de la partie interne vis-à-vis de la partie externe,the nozzle further comprises at least one displacement actuator for the internal part vis-à-vis the external part,
  • les extrémités amont des parties sont séparées l’une de l’autre par un jeu radial de passage d’air, et la partie externe comprend des trous débouchants de passage de cet air,the upstream ends of the parts are separated from each other by a radial clearance for the passage of air, and the outer part comprises through holes for the passage of this air,

-- le débattement angulaire de la partie interne vis-à-vis de la partie externe du diaphragme est inférieur à 20°, et de préférence compris entre 5 et 10°,-- the angular displacement of the internal part vis-à-vis the external part of the diaphragm is less than 20°, and preferably between 5 and 10°,

-- le nombre de premiers orifices est égal au nombre de troisièmes orifices et est compris entre 50 et 1000, de préférence entre 60 et 720.-- the number of first orifices is equal to the number of third orifices and is between 50 and 1000, preferably between 60 and 720.

L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef comportant une tuyère telle que décrite ci-dessus.The invention also relates to an aircraft turbine engine comprising a nozzle as described above.

Brève description des figuresBrief description of figures

D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :Other characteristics and advantages will emerge from the following description of a non-limiting embodiment of the invention with reference to the appended drawings in which:

la est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une tuyère d’échappement d’une turbomachine d’aéronef, there is a partial schematic view in axial section of an exhaust nozzle of an aircraft turbomachine,

la est vue schématique partielle en perspective d’une enveloppe de la tuyère de la , there is a partial schematic perspective view of a casing of the nozzle of the ,

la est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un mode de réalisation d’une tuyère d’échappement d’une turbomachine d’aéronef, there is a partial schematic view in axial section of an embodiment of an exhaust nozzle of an aircraft turbine engine,

la est une vue à plus grande échelle d’un détail de la et illustre la circulation d’air de ventilation, there is a larger scale view of a detail of the and illustrates ventilation airflow,

la est une vue à plus grande échelle d’un autre détail de la et illustre la circulation d’air de ventilation, there is a larger scale view of another detail of the and illustrates ventilation airflow,

la est une vue schématique en perspective de l’enveloppe de la tuyère de la , there is a schematic perspective view of the nozzle casing of the ,

la est une vue schématique en perspective et en coupe axiale de l’enveloppe de la tuyère de la , there is a schematic view in perspective and in axial section of the casing of the nozzle of the ,

la est une autre vue schématique en perspective de l’enveloppe de la tuyère de la , there is another schematic perspective view of the nozzle shroud of the ,

la est une vue schématique en perspective d’une variante de réalisation de l’enveloppe et montre la paroi interne et des éléments de liaison de cette enveloppe, there is a schematic perspective view of an alternative embodiment of the casing and shows the internal wall and connecting elements of this casing,

la est une vue schématique en perspective d’une autre variante de réalisation de l’enveloppe et montre la paroi interne et des éléments de liaison de cette enveloppe, there is a schematic perspective view of another alternative embodiment of the casing and shows the internal wall and connecting elements of this casing,

la est une vue schématique en perspective d’une autre variante de réalisation de l’enveloppe et montre la paroi interne et des éléments de liaison de cette enveloppe, there is a schematic perspective view of another alternative embodiment of the casing and shows the internal wall and connecting elements of this casing,

la est une vue schématique en perspective et en coupe axiale d’un autre détail de la et montre un diaphragme mécanique, there is a schematic view in perspective and in axial section of another detail of the and shows a mechanical diaphragm,

la est une autre vue schématique en perspective et en coupe axiale du diaphragme mécanique, there is another schematic view in perspective and in axial section of the mechanical diaphragm,

la est une vue schématique partielle en perspective d’une partie interne du diaphragme de la , there is a schematic partial perspective view of an internal part of the diaphragm of the ,

la est une vue schématique partielle en perspective d’une partie externe du diaphragme de la , there is a schematic partial perspective view of an outer part of the diaphragm of the ,

la est une vue schématique partielle en perspective des parties interne et externe du diaphragme de la , et illustre une position extrême de la partie interne vis-à-vis de la partie externe, et there is a schematic partial perspective view of the internal and external parts of the diaphragm of the , and illustrates an extreme position of the inner part vis-à-vis the outer part, and

les figures 17a à 17c illustrent des variantes de réalisation du diaphragme mécanique. FIGS. 17a to 17c illustrate variant embodiments of the mechanical diaphragm.

Claims (14)

Tuyère (10) d’échappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aéronef, cette tuyère (10) comportant :
- un cône d’éjection (12) qui est centré sur un axe (X) et dont un diamètre externe diminue le long de l’axe de son extrémité amont à son extrémité aval,
- un carter annulaire (14) qui s’étend autour de l’axe (X) et du cône (12) et qui porte à son extrémité aval des volets (16) pivotants, et
- une enveloppe annulaire (18) qui s’étend autour de l’axe (X) et à l’intérieur du carter annulaire (14), cette enveloppe (18) délimitant avec le cône (12) une veine annulaire (20) d’écoulement de gaz de combustion le long de l’axe (X) et avec le carter (14) un premier canal annulaire (22) de passage d’air de ventilation le long de l’axe (X),
caractérisée en ce que l’enveloppe (18) est du type à double peau et comprend deux peaux annulaires, respectivement interne (18a) et externe (18b), qui sont à distance radiale l’une de l’autre et sont reliées entre elles par des éléments de liaison (36), ces peaux (18a, 18b) définissant entre elles un second canal annulaire (38) de passage d’air de ventilation le long de l’axe (X).Combustion gas exhaust nozzle (10) for an aircraft turbomachine, this nozzle (10) comprising:
- an ejection cone (12) which is centered on an axis (X) and whose external diameter decreases along the axis from its upstream end to its downstream end,
- an annular casing (14) which extends around the axis (X) and the cone (12) and which carries pivoting flaps (16) at its downstream end, and
- an annular casing (18) which extends around the axis (X) and inside the annular casing (14), this casing (18) defining with the cone (12) an annular vein (20) d combustion gas flow along the axis (X) and with the casing (14) a first annular channel (22) for passage of ventilation air along the axis (X),
characterized in that the casing (18) is of the double-skin type and comprises two annular skins, respectively internal (18a) and external (18b), which are at a radial distance from each other and are interconnected by connecting elements (36), these skins (18a, 18b) defining between them a second annular channel (38) for the passage of ventilation air along the axis (X). Tuyère (10) selon la revendication 1, dans laquelle l’enveloppe (18) est réalisée en alliage métallique et forme un ensemble monobloc obtenu par mécanosoudage.Nozzle (10) according to claim 1, in which the casing (18) is made of metal alloy and forms a one-piece assembly obtained by mechanical welding. Tuyère (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle les éléments de liaison (36) sont rapportés et fixés sur la peau interne (18a) ou sont intégrés à la peau interne (18a), et la peau externe (18b) est rapportée et fixée sur les éléments de liaison (36).Nozzle (10) according to Claim 1 or 2, in which the connecting elements (36) are attached and fixed to the internal skin (18a) or are integrated into the internal skin (18a), and the external skin (18b) is attached and fixed on the connecting elements (36). Tuyère (10) selon l’ensemble des revendications 2 et 3, dans laquelle la peau externe (18b) comprend des orifices (46) qui débouchent au niveau des éléments de liaison (36) pour permettre la fixation par soudage de la peau externe (18b) sur les éléments de liaison.Nozzle (10) according to both of Claims 2 and 3, in which the outer skin (18b) comprises orifices (46) which open out at the level of the connecting elements (36) to allow attachment by welding of the outer skin ( 18b) on the connecting elements. Tuyère (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les éléments de liaison (36) ont une forme allongée et une section transversale sensiblement en U, I, T ou Ω.Nozzle (10) according to one of the preceding claims, in which the connecting elements (36) have an elongated shape and a cross section substantially in U, I, T or Ω. Tuyère (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les éléments de liaison (36) s’étendent autour de l’axe (X) de manière circulaire ou hélicoïdale.Nozzle (10) according to one of the preceding claims, in which the connecting elements (36) extend around the axis (X) in a circular or helical manner. Tuyère (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les éléments de liaison (36) sont écartés les uns des autres et définissent entre eux des passages d’air, et/ou comportent des orifices (52) orientés axialement pour le passage de l’air de ventilation.Nozzle (10) according to one of the preceding claims, in which the connecting elements (36) are spaced from each other and define between them air passages, and/or comprise orifices (52) oriented axially for the passage of ventilation air. Tuyère (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle l’enveloppe (18) est fixée en porte-à-faux au carter (14) par son extrémité amont.Nozzle (10) according to one of the preceding claims, in which the casing (18) is fixed cantilevered to the casing (14) by its upstream end. Tuyère (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la peau interne (18a) comprend à une extrémité amont une bride annulaire (40) qui s’étend radialement vers l’extérieur et qui est fixée à une bride annulaire (14a) du carter (14), la bride (40) de la peau interne (18a) comportant une rangée annulaire d’orifices (44) d’alimentation en air desdits premier et second canaux (22, 38).Nozzle (10) according to one of the preceding claims, in which the internal skin (18a) comprises at an upstream end an annular flange (40) which extends radially outwards and which is fixed to an annular flange (14a ) of the housing (14), the flange (40) of the inner skin (18a) comprising an annular row of orifices (44) for supplying air to said first and second channels (22, 38). Tuyère (10) selon la revendication 9, dans laquelle la peau externe (18b) comprend une extrémité amont tronconique qui est évasée vers l’amont et qui est séparée par des jeux du carter (14) et de la bride (40) de la peau interne (18a).Nozzle (10) according to Claim 9, in which the outer skin (18b) comprises a tapered upstream end which is flared upstream and which is separated by clearances from the casing (14) and from the flange (40) of the inner skin (18a). Tuyère (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle l’enveloppe (18) comprend à une extrémité aval une rangée annulaire de pattes (48) qui s’étendent en direction radiale et comportent chacune une extrémité radialement interne (48a) fixée à l’enveloppe (18) et une extrémité radialement externe (48b) en appui radial contre le carter (14) ou un organe porté par le carter (14).Nozzle (10) according to one of the preceding claims, in which the shroud (18) comprises at a downstream end an annular row of tabs (48) which extend in the radial direction and each comprise a radially internal end (48a) fixed to the casing (18) and a radially outer end (48b) bearing radially against the casing (14) or a member carried by the casing (14). Tuyère (10) selon la revendication 11, dans laquelle les pattes (48) ont chacune une forme générale en S.A nozzle (10) according to claim 11, wherein the legs (48) each have a general S-shape. Tuyère (10) selon la revendication 11 ou 12, dans laquelle les pattes (48) sont fixées par soudage sur les éléments de liaison (36).Nozzle (10) according to claim 11 or 12, in which the tabs (48) are fixed by welding to the connecting elements (36). Turbomachine d’aéronef, comportant une tuyère (10) selon l’une des revendications précédentes.Aircraft turbomachine, comprising a nozzle (10) according to one of the preceding claims.
FR2112936A 2021-12-03 2021-12-03 COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE Pending FR3129988A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2112936A FR3129988A1 (en) 2021-12-03 2021-12-03 COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2112936A FR3129988A1 (en) 2021-12-03 2021-12-03 COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
FR2112936 2021-12-03

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3129988A1 true FR3129988A1 (en) 2023-06-09

Family

ID=81328039

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2112936A Pending FR3129988A1 (en) 2021-12-03 2021-12-03 COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3129988A1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090178383A1 (en) * 2008-01-16 2009-07-16 Michael Joseph Murphy Recoatable exhaust liner cooling arrangement
WO2014100684A1 (en) * 2012-12-21 2014-06-26 United Technologies Corporation Thermally compliant dual wall liner for a gas turbine engine
US20160237950A1 (en) * 2013-10-07 2016-08-18 United Technologies Corporation Backside coating cooling passage

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090178383A1 (en) * 2008-01-16 2009-07-16 Michael Joseph Murphy Recoatable exhaust liner cooling arrangement
WO2014100684A1 (en) * 2012-12-21 2014-06-26 United Technologies Corporation Thermally compliant dual wall liner for a gas turbine engine
US20160237950A1 (en) * 2013-10-07 2016-08-18 United Technologies Corporation Backside coating cooling passage

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2577514C (en) Annular combustion chamber of turbine engine
CA2726016C (en) Assembly including a turbine disc for a gas turbine engine and a bearing-supporting journal, and cooling circuit for the turbine disc of such an assembly
EP1811131B1 (en) Set of fixed sectorised diffuser inserts for a turbomachine compressor
FR2901574A1 (en) Air flow guiding device for combustion chamber in e.g. turbojet engine, has synchronizing ring including inner rim and outer rim that is formed in single piece with outer wall, where inner rim is connected and fixed on inner wall by welding
FR2930591A1 (en) OPTIMIZING THE ANGULAR POSITIONING OF A TURBINE DISPENSER OUTSIDE A TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER
EP4025780B1 (en) Ejection cone having a flexible aerodynamic attachment
WO2015049468A1 (en) Turbomachine combustion chamber provided with air deflection means for reducing the wake created by an ignition plug
EP3430238B1 (en) Turbine rotor comprising a ventilation spacer
FR3064050A1 (en) COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE
FR3129988A1 (en) COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
FR3129987A1 (en) COMBUSTION GAS EXHAUST PIPE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
FR3106616A1 (en) Turbomachine stator assembly comprising an internal ferrule comprising upstream and downstream parts assembled by axial translation
FR3094398A1 (en) TURBOMACHINE ROTOR SET
FR3080168A1 (en) ASSEMBLY FOR A TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER
WO2023047034A1 (en) High-pressure gas turbine for a turbine engine and turbine engine
EP3568638B1 (en) Turbine engine combustion chamber
FR3037998B1 (en) AIRCRAFT TURBOMACHINE ASSEMBLY COMPRISING A TURBINE HOUSING AND AN AIR COOLING DEVICE, AND METHOD OF ASSEMBLING SUCH ASSEMBLY
FR3127518A1 (en) TURBOMACHINE STAGE INCLUDING AT LEAST ONE SEAL RING
FR3118782A1 (en) HIGH PRESSURE GAS TURBINE FOR TURBOMACHINE
FR3095003A1 (en) Turbine blade with platform cooling slot
FR3116305A1 (en) CONNECTING SHAFT OF A HIGH PRESSURE BODY OF A TURBOMACHINE
FR3118783A1 (en) HIGH PRESSURE GAS TURBINE FOR TURBOMACHINE
FR3119860A1 (en) Means for mounting endoscope caps
EP3969813A1 (en) Combustion chamber comprising means for cooling an annular casing zone downstream of a chimney
FR3096723A1 (en) SEALING RING FOR TURBOMACHINE TURBINE WHEEL

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20230609

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3