WO2022096838A1 - Partie arriere de turboreacteur comprenant une tuyere dont des volets comprennent des leviers relies a un anneau de synchronisation par des biellettes - Google Patents

Partie arriere de turboreacteur comprenant une tuyere dont des volets comprennent des leviers relies a un anneau de synchronisation par des biellettes Download PDF

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WO2022096838A1
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flaps
rear part
nozzle
convergent
synchronization ring
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Application number
PCT/FR2021/051959
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Thierry Kohn
Frédéric Paul Eichstadt
Paul François JANTAC
Brice Marie Yves Emilie LE PANNERER
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Safran Aircraft Engines
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    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1223—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of two series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure and the downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/50—Kinematic linkage, i.e. transmission of position

Definitions

  • the present invention relates to the field of nozzles with variable geometry of turbojet engines intended for the propulsion of aircraft.
  • Turbojet engines intended for supersonic flight generally comprise an afterburner channel whose outlet is delimited by an axisymmetric nozzle with variable geometry, that is to say capable of adapting its geometry to the different speeds at which such an aircraft is likely to fly. .
  • such a nozzle comprises at least one set of movable internal flaps, called convergent flaps, distributed around the longitudinal axis of the turbojet engine and each having an upstream end articulated on an internal structure of the casing, each of the convergent flaps comprising a panel intended to channel the flow of exhaust air within the nozzle.
  • a nozzle further comprises a converging flap control system capable of causing the latter to pivot around their axes of articulation to the casing in a synchronized manner.
  • the nozzles intended for supersonic flight also comprise another set of mobile internal flaps, called divergent flaps, distributed around the longitudinal axis, each comprising a panel intended to channel the flow of exhaust air within the nozzle, and having respective upstream ends articulated on downstream ends of the convergent flaps, whereby such a nozzle is called a convergent-divergent nozzle.
  • the control system is further configured to slave the positions of the divergent flaps to those of the flaps convergent.
  • Such a system thus makes it possible to continuously vary the respective inclinations of the converging flaps with respect to the longitudinal axis of the turbojet, and to make the inclinations of the divergent flaps correspond thereto, with respect to this axis, according to a determined unambiguous law .
  • Such a nozzle thus makes it possible in particular to vary the position and the shape of the neck of the nozzle.
  • the qualifier “divergent” does not exclude that the flaps concerned can adopt orientations parallel to the longitudinal axis or even convergent in certain phases of operation. Similarly, particularly in the case of nozzles not comprising divergent flaps, it is possible for the convergent flaps to adopt orientations parallel to the longitudinal axis or even divergent in certain operating phases.
  • the object of the invention is in particular to meet this need in a simple, economical and effective manner.
  • a rear part of a turbojet engine comprising: an upstream stator structure;
  • variable geometry nozzle comprising a set of converging flaps distributed around a longitudinal axis of the rear part of the turbojet engine, each comprising a panel intended to channel an exhaust air flow within the nozzle, and each having an upstream end articulated on the upstream stator structure;
  • a synchronization ring arranged around the set of converging flaps or the upstream stator structure so that the converging flaps are movable in rotation around first hinge axes secured to the stator structure;
  • - motor means configured to move the synchronization ring in translation along the longitudinal axis, relative to the upstream stator structure; - connecting means connecting the synchronization ring to at least some of the convergent flaps, called controlled convergent flaps, to control a geometric variation of the nozzle.
  • the controlled convergent flaps each comprise a lever rigidly secured to the corresponding panel
  • the connecting means comprise connecting rods each having a first end hinged to the lever of a corresponding controlled convergent flap and a second end, opposite, hinged to the ring of synchronization.
  • each of the links is hinged to a point of articulation of the corresponding lever arranged at one end thereof.
  • each of the controlled convergent flaps is arranged at the upstream end of the controlled convergent flap.
  • the motor means can be exploited in an optimal manner during a maneuver to increase the convergence of the converging flaps of the nozzle.
  • the means implemented for the control of the shutters can thus present a size and a mass limited at best.
  • the synchronization ring comprises yokes on which the second ends of the rods are hinged.
  • the yokes extend radially outward from a main body, for example of toroidal shape, of the synchronization ring.
  • the points of articulation of the levers are respectively arranged axially opposite, or substantially opposite, the second yokes, so that the connecting rods extend radially outside with respect to the synchronization ring.
  • the connecting rods advantageously extend parallel or substantially parallel to the longitudinal axis regardless of the position of the synchronization ring.
  • the lever of each of the controlled convergent flaps is arranged upstream of the synchronization ring.
  • the lever of each of the controlled convergent flaps is arranged downstream of the synchronization ring.
  • variable geometry nozzle further comprises a set of divergent flaps distributed around the longitudinal axis, comprising panels intended to channel the flow of exhaust air within the nozzle , and having upstream ends articulated on downstream ends of the convergent flaps so that the divergent flaps are movable in rotation about second hinge axes attached to the convergent flaps, whereby the nozzle is a convergent-divergent nozzle.
  • the divergent flaps are connected to the upstream stator structure by means of connecting rods each having a first end hinged to a downstream end of a corresponding divergent flap and a second end, opposite, hinged to the upstream stator structure.
  • the invention also relates to a turbojet engine for an aircraft, comprising a rear part of the type described above.
  • FIG. 1 is a diagrammatic half-view in axial section of a turbojet comprising a nozzle with variable geometry
  • FIG. 2 is a diagrammatic half-view in axial section of a rear part of a turbojet engine of a known type
  • FIG. 3 is a very schematic half-view, in axial section, of a rear part of the turbojet of FIG. 1, according to one embodiment of the invention
  • FIG. 4 is a more detailed half-view, in axial section, of the rear part of the turbojet of FIG. 3, illustrated in a first configuration;
  • FIG. 5 is a view similar to FIG. 4 showing the rear part of the turbojet engine in a second configuration;
  • FIG. 6 is a very schematic half-view, in axial section, of a rear part of the turbojet engine according to another embodiment of the invention.
  • FIG. 1 illustrates a turbojet engine 10, for example a two-spool, turbofan engine, intended for the propulsion of an aircraft capable of supersonic flight, and therefore intended in particular to be installed in the fuselage of such an aircraft.
  • the invention is of course applicable to other types of turbojet engines.
  • the axial direction X is the direction of the longitudinal axis 11 of the turbojet engine. Except where otherwise stipulated, the radial direction R is at all points a direction orthogonal to the longitudinal axis 11 and passing through the latter, and the circumferential direction C is at all points a direction orthogonal to the radial direction R and to the longitudinal axis 11. Except when stipulated otherwise, the terms “internal” and “external” respectively refer to a relative proximity, and a relative remoteness, of an element with respect to the longitudinal axis 11 Finally, the qualifiers “upstream” and “downstream” are defined by reference to a general direction D of the flow of the gases in the turbojet engine 10.
  • such a turbojet engine 10 comprises, from upstream to downstream, an air inlet 12, a low pressure compressor 14, a high pressure compressor 16, a combustion chamber 18, a high pressure turbine 20, a low pressure turbine 22, a postcombustion channel 26, and a variable geometry nozzle 28, for example of the convergent-divergent type.
  • These members of the turbojet engine are all centered along the longitudinal axis 11 of the turbojet engine.
  • the high pressure compressor 16, the combustion chamber 18, and the high pressure 20 and low pressure 22 turbines define a primary vein PF.
  • the latter is surrounded by a secondary stream SF of the turbomachine which extends from upstream to downstream from an outlet of the low pressure compressor.
  • the air F1 which has entered through the air inlet 12 and which has been compressed by the low pressure compressor 14 is then divided into a primary flow F2 which circulates in the primary stream and into a secondary flow F3 which circulates in the secondary vein.
  • the primary flow F2 is then compressed further in the high pressure compressor 16, then mixed with fuel and ignited in the combustion chamber 18, before undergoing expansion in the high pressure turbine 20 then in the low pressure turbine 22.
  • exhaust gas F4 consisting of the mixture of combustion gases, coming from the primary stream, and the secondary flow F3, then circulates in the postcombustion channel 26, then escapes from the turbojet engine 10 through the nozzle 28.
  • fuel is mixed with the flow of exhaust gas F4 within the afterburner channel 26, and the mixture thus formed is ignited within this channel afterburner, to generate additional thrust.
  • FIG. 2 illustrates on a larger scale a rear part of a turbojet engine in a configuration known from the prior art, and in particular makes it possible to see the mobile internal flaps of the nozzle.
  • the mobile internal flaps consist, upstream, of a set of converging flaps 30 distributed around the longitudinal axis 11, and, downstream, of a set of divergent flaps 32 also distributed around the longitudinal axis 11.
  • These mobile internal flaps each comprise a panel 31, 33 contributing to externally delimiting an exhaust gas circulation channel 34 defined in the extension of the postcombustion channel 26.
  • the mobile internal flaps 30, 32 thus make it possible to channel the flow of gas exhaust F4 at the outlet of the turbojet engine 10, in operation.
  • the convergent flaps 30 are articulated at their upstream ends 36 on a stator structure 38 of the rear part of the turbojet, in this case on internal yokes 40 of beams 42 belonging to said stator structure, so that the convergent flaps 30 are movable in rotation around first hinge axes Al secured to the stator structure 38.
  • the divergent flaps 32 are articulated, at their upstream ends 44, on the downstream ends 46 of the convergent flaps 30, so that the divergent flaps 32 are movable in rotation around second hinge axes A2 attached to the convergent flaps 30.
  • the flaps divergent 32 are also articulated, at their downstream ends 48, on first ends 50A of connecting rods 50 having opposite second ends 50B articulated on the stator structure 38, in this case on external yokes 54 of the beams 42.
  • a mobile internal flaps control system comprises motor means configured to act on at least some of the convergent flaps, which will be referred to as controlled convergent flaps in what follows.
  • controlled convergent flaps In the case where other convergent flaps are only subjected to the action of the motor means via the convergent flaps controlled, these other convergent flaps are called follower convergent flaps, in a well-known manner.
  • the motor means typically consist of cylinders 56 each having a static part, for example their body 56A, fixed to the stator structure 38, and a mobile part, for example their rod 56B, secured to a corresponding roller carrier 58, on which is mounted a roller 60 bearing rolling on a cam 62 formed by a structure 64 integral with the panel 31 of a corresponding convergent flap 30, the roller holder 58 being further integral with a retaining finger 66 cooperating with the structure 64 to retain the converging flap 30 radially and in particular prevent the flap from lowering under the effect of gravity when the turbojet engine is stationary.
  • the set of mobile internal flaps 30 and 32 thus forms, with the stator structure 38, an isostatic system.
  • a movement in translation of the movable part of each cylinder 56 thus makes it possible to cause a movement of the converging flaps 30 in rotation around of the first axes of articulation Al, which is accompanied by a movement of the divergent flaps 32 in rotation around the second axes of articulation A2.
  • Such displacements of the mobile internal flaps 30, 32 result in modifying the profile of the nozzle and in particular the section of the neck of the latter at the level of the junction between the converging flaps and the divergent flaps.
  • the nozzle further comprises movable external flaps 70 having upstream ends 72 articulated on the stator structure 38, for example on the external yokes 54 of the beams 42, and downstream ends 74 secured to the downstream ends 48 of the divergent flaps 32, for example by means of roller 76 and slide 78 connecting devices.
  • the configuration with variable geometry of the nozzle 28 makes it possible to adapt the latter to the different phases of flight.
  • the convergent internal flaps are for example maintained in a weakly convergent configuration, while in supersonic speed, the convergent internal flaps adopt a more convergent configuration.
  • a disadvantage of the control systems of the type described above is that the cylinders 56 work in the direction of the retraction of their rod 56B, which is the direction of the least effective work, during a maneuver to increase the convergence. converging flaps, whereas this type of maneuver is the one that requires the greatest effort.
  • FIG. 3 very schematically illustrates the rear part of the turbojet of FIG. 1, according to one embodiment of the invention.
  • Figures 4 and 5 show this same rear part with more details, respectively in a low-convergence configuration of the converging flaps and in a high-convergence configuration of the converging flaps.
  • the convergent flaps 30 controlled each comprise a lever 80 integral with the panel 31 of the flap.
  • a lever 80 extends of course in a direction away from the longitudinal axis 11, from the panel 31 or from a stiffening structure arranged on the outer face of the panel 31 and integral with the latter.
  • the converging flaps 30 are controlled by a synchronization ring 82 arranged around all the converging flaps 30 or, as a variant, arranged a little further upstream around the upstream stator structure 38.
  • the motor means are connected to the synchronization ring 82 so as to be able to move the latter in translation along the longitudinal axis 11.
  • the motor means are, here again, made up of cylinders 56, and the rods 56B of the cylinders 56 are hinged to first yokes 84 of synchronization ring 82.
  • Such first yokes 84 are formed projecting from a main body 86, for example of toroidal shape, of synchronization ring 82.
  • the first yokes 84 extend for example upstream from the main body 86.
  • the main body 86 of the synchronization ring may have a more complex shape, comprising for example an alternation of parts projecting radially inwards and parts projecting radially outwards and/or a alternating upstream projecting parts and downstream projecting parts.
  • the main body 86 of the synchronization ring extends all around the longitudinal axis 11 of the turbojet and thus has a generally annular shape.
  • the synchronization ring 82 is itself connected to the convergent flaps 30 controlled, by means of connecting rods 88 each having a first end 88A articulated at a point of articulation 80A of the lever 80 of a corresponding convergent flap 30 controlled, and a second end 88B, opposite, articulated to the synchronization ring 82.
  • the latter comprises for example, for this purpose, second yokes 90, which are formed projecting from the main body 86 of the ring synchronization, and to which the second ends 88B of the rods 88 are hinged.
  • the second yokes 90 extend for example radially outwards from the main body 86.
  • an extension of the rod 56B of each cylinder 56 causes a displacement downstream of the synchronization ring 82, which drives the point of articulation 80A of each lever 80 downstream and thus causes the pivoting of each lever 80 and therefore of all the convergent flaps 30 in the direction of the longitudinal axis 11.
  • a retraction of the rod 56B of each cylinder 56 causes a pivoting of the set of convergent flaps 30 in a direction away from the longitudinal axis 11.
  • the jacks 56 thus work in the direction of the deployment of their rod 56B during a maneuver to increase the convergence of the converging flaps.
  • control system can thus have a limited bulk and mass.
  • the point of articulation 80A of each lever 80, to which the first end 88A of a corresponding rod 88 is articulated, is arranged at one end of the corresponding lever 80, so as to maximize the lever arm exerted on the convergent flap 30 by the rod 88.
  • This allows for example the use of cylinders 56 having a moderate nominal power.
  • lever 80 of each of the convergent flaps 30 controlled is advantageously arranged at an upstream end 36 of the flap, so as here again to best limit the bulk and the mass of the flap control system.
  • the size of the motor means and the space available may be such that it is advantageous to arrange the synchronization ring 82 downstream of the lever 80 of each of the convergent flaps 30 controlled. Therefore, the rods 88 work in traction during a maneuver to increase the convergence of the convergent flaps 30.
  • the points of articulation 80A of the levers 80 are respectively arranged axially opposite, or substantially opposite, the second yokes 90, so that the links 88 extend radially outside with respect to the synchronization ring 86.
  • the rods 88 thus extend parallel or substantially parallel to the longitudinal axis 11, whatever the degree of deployment of the cylinders 56 and therefore whatever or the position of the synchronization ring 86 along its axial travel.
  • the synchronization ring 82 being continuous over 360 degrees, the bodies 56A of the jacks 56 can be fixed rigidly to the stator structure 38, in the same way as in the known example illustrated in FIG. described above. Even in the case where the bodies 56A of the cylinders 56 are simply articulated on the stator structure 38, the synchronization ring 82 maintains the bodies 56A in a fixed or substantially fixed position whatever the degree of deployment of the cylinders 56.
  • Figure 6 illustrates another embodiment of the invention which differs from the embodiment of Figures 3-5 in that the lever 80 of each of the convergent flaps 30 controlled is arranged at a downstream end 30B of the flap, and downstream of the synchronization ring 82.
  • the second yokes 90 advantageously extend downstream from the main body 86 of the synchronization ring 82.
  • the arrangement of the lever 80 of each of the convergent flaps 30 controlled at the downstream end 30B of the flap allows the rods 88 to work in compression during a maneuver to increase the convergence of the convergent flaps 30, which is generally advantageous from a mechanical point of view.
  • levers 80 can, as a variant, be arranged between the upstream and downstream ends of the converging flaps.

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Abstract

Une partie arrière de turboréacteur comprend une tuyère à géométrie variable comprenant un anneau de synchronisation (82), des moyens moteurs pour déplacer l'anneau de synchronisation en translation longitudinale, par rapport à une structure statorique amont (38), et des moyens de liaison reliant l'anneau de synchronisation (82) à des volets convergents (30) commandés, pour commander une variation géométrique de la tuyère. Les volets convergents commandés comprennent chacun un levier (80), et les moyens de liaison comprennent des biellettes (88) ayant chacune une première extrémité (88A) articulée au levier (80) d'un volet convergent commandé correspondant et une seconde extrémité (88B), opposée, articulée à l'anneau de synchronisation (82). Il en résulte la possibilité d'exploiter de manière optimale les moyens moteurs, et de limiter l'encombrement et la masse des moyens assurant la commande des volets.

Description

DESCRIPTION
TITRE : PARTIE ARRIERE DE TURBOREACTEUR COMPRENANT UNE TUYERE DONT DES VOLETS COMPRENNENT DES LEVIERS RELIES A UN ANNEAU DE SYNCHRONISATION PAR DES BIELLETTES
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine des tuyères à géométrie variable des turboréacteurs destinés à la propulsion des aéronefs.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Les turboréacteurs destinés au vol supersonique comprennent en général un canal de postcombustion dont la sortie est délimitée par une tuyère axisymétrique à géométrie variable, c'est-à-dire capable d'adapter sa géométrie aux différentes vitesses auxquelles est susceptible de voler un tel aéronef.
À cet effet, une telle tuyère comprend au moins un ensemble de volets internes mobiles, dits volets convergents, répartis autour de l'axe longitudinal du turboréacteur et ayant chacun une extrémité amont articulée sur une structure interne du carter, chacun des volets convergents comprenant un panneau destiné à canaliser le flux d'air d'échappement au sein de la tuyère. Une telle tuyère comprend en outre un système de commande des volets convergents apte à entraîner un pivotement de ces derniers autour de leurs axes d'articulation au carter de manière synchronisée.
Bien souvent, les tuyères destinées au vol supersonique comprennent en outre un autre ensemble de volets internes mobiles, dits volets divergents, répartis autour de l'axe longitudinal, comprenant chacun un panneau destiné à canaliser le flux d'air d'échappement au sein de la tuyère, et ayant des extrémités amont respectives articulées sur des extrémités aval des volets convergents, moyennant quoi une telle tuyère est appelée tuyère convergente-divergente. Dans ce cas, le système de commande est en outre configuré pour asservir les positions des volets divergents à celles des volets convergents. Un tel système permet ainsi de faire varier de façon continue les inclinaisons respectives des volets convergents par rapport à l'axe longitudinal du turboréacteur, et d'y faire correspondre des inclinaisons des volets divergents, par rapport à cet axe, suivant une loi univoque déterminée. Une telle tuyère permet ainsi notamment de faire varier la position et la forme du col de la tuyère.
Il est à noter que le qualificatif « divergent » n'exclut pas que les volets concernés puissent adopter des orientations parallèles à l'axe longitudinal ou même convergentes dans certaines phases de fonctionnement. De même, notamment dans le cas de tuyères ne comportant pas de volets divergents, il est possible que les volets convergents adoptent des orientations parallèles à l'axe longitudinal ou même divergentes dans certaines phases de fonctionnement.
Dans ce contexte, il existe un besoin pour une tuyère à géométrie variable dont le système de commande des volets internes mobiles soit efficace et peu encombrant dans la direction radiale afin de permettre son intégration dans un espace limité.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but de répondre de manière simple, économique et efficace à ce besoin.
Elle propose à cet effet une partie arrière de turboréacteur, comprenant : une structure statorique amont ;
- une tuyère à géométrie variable comprenant un ensemble de volets convergents répartis autour d'un axe longitudinal de la partie arrière de turboréacteur, comprenant chacun un panneau destiné à canaliser un flux d'air d'échappement au sein de la tuyère, et ayant chacun une extrémité amont articulée sur la structure statorique amont ;
- un anneau de synchronisation agencé autour de l'ensemble de volets convergents ou de la structure statorique amont de sorte que les volets convergents soient déplaçables en rotation autour de premiers axes d'articulation assujettis à la structure statorique ; et
- des moyens moteurs configurés pour déplacer l'anneau de synchronisation en translation selon l'axe longitudinal, par rapport à la structure statorique amont ; - des moyens de liaison reliant I'anneau de synchronisation à certains au moins des volets convergents, dits volets convergents commandés, pour commander une variation géométrique de la tuyère.
Les volets convergents commandés comprennent chacun un levier rigidement solidaire du panneau correspondant, et les moyens de liaison comprennent des biellettes ayant chacune une première extrémité articulée au levier d'un volet convergent commandé correspondant et une seconde extrémité, opposée, articulée à l'anneau de synchronisation.
La première extrémité de chacune des biellettes est articulée à un point d'articulation du levier correspondant agencé à une extrémité de celui-ci.
De plus, le levier de chacun des volets convergents commandés est agencé à l'extrémité amont du volet convergent commandé.
De ce fait, les moyens moteurs peuvent être exploités d'une manière optimale lors d'une manœuvre d'accroissement de la convergence des volets convergents de la tuyère. De plus, les moyens mis en œuvre pour la commande des volets, peuvent ainsi présenter un encombrement et une masse limités au mieux.
Dans des modes de réalisation de l'invention, l'anneau de synchronisation comporte des chapes sur lesquelles sont articulées les secondes extrémités des biellettes.
Dans des modes de réalisation de l'invention, les chapes s'étendent radialement vers l'extérieur à partir d'un corps principal, par exemple de forme torique, de l'anneau de synchronisation.
De préférence, les points d'articulation des leviers sont respectivement agencés axialement en regard, ou sensiblement en regard, des secondes chapes, de sorte que les biellettes s'étendent radialement à l'extérieur par rapport à l'anneau de synchronisation.
De plus, les biellettes s'étendent avantageusement parallèlement ou sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal quelle que soit la position de l'anneau de synchronisation. Dans des modes de réalisation de l'invention, le levier de chacun des volets convergents commandés est agencé en amont de l'anneau de synchronisation.
En variante, le levier de chacun des volets convergents commandés est agencé en aval de l'anneau de synchronisation.
Dans des modes de réalisation de l'invention, la tuyère à géométrie variable comprend en outre un ensemble de volets divergents répartis autour de l'axe longitudinal, comprenant des panneaux destinés à canaliser le flux d'air d'échappement au sein de la tuyère, et ayant des extrémités amont articulées sur des extrémités aval des volets convergents de sorte que les volets divergents soient déplaçables en rotation autour de deuxièmes axes d'articulation assujettis aux volets convergents, moyennant quoi la tuyère est une tuyère convergente-divergente.
Dans des modes de réalisation de l'invention, les volets divergents sont reliés à la structure statorique amont au moyen de bielles ayant chacune une première extrémité articulée à une extrémité aval d'un volet divergent correspondant et une seconde extrémité, opposée, articulée sur la structure statorique amont.
L'invention concerne également un turboréacteur pour aéronef, comprenant une partie arrière du type décrit ci-dessus.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig. 1] est une demi-vue schématique en section axiale d'un turboréacteur comprenant une tuyère à géométrie variable ;
[Fig. 2] est une demi-vue schématique en section axiale d'une partie arrière de turboréacteur d'un type connu ;
[Fig. 3] est une demi-vue très schématique, en section axiale, d'une partie arrière du turboréacteur de la figure 1, selon un mode de réalisation de l'invention ;
[Fig. 4] est une demi-vue plus détaillée, en section axiale, de la partie arrière de turboréacteur de la figure 3, illustré dans une première configuration ; [Fig. 5] est une vue semblable à la figure 4 montrant la partie arrière de turboréacteur ans une deuxième configuration ;
[Fig. 6] est une demi-vue très schématique, en section axiale, d'une partie arrière du turboréacteur selon un autre mode de réalisation de l'invention.
Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
La figure 1 illustre un turboréacteur 10, par exemple à double corps et à double flux, destiné à la propulsion d'un aéronef apte au vol supersonique, et donc destiné en particulier à être installé dans le fuselage d'un tel aéronef. L'invention est bien entendu applicable à d'autres types de turboréacteurs.
Dans l'ensemble de cette description, la direction axiale X est la direction de l'axe longitudinal 11 du turboréacteur. Sauf lorsqu'il en est stipulé autrement, la direction radiale R est en tout point une direction orthogonale à l'axe longitudinal 11 et passant par ce dernier, et la direction circonférentielle C est en tout point une direction orthogonale à la direction radiale R et à l'axe longitudinal 11. Sauf lorsqu'il en est stipulé autrement, les termes « interne » et « externe » font respectivement référence à une relative proximité, et un relatif éloignement, d'un élément par rapport à l'axe longitudinal 11. Enfin, les qualificatifs « amont » et « aval » sont définis par référence à une direction générale D de l'écoulement des gaz dans le turboréacteur 10.
À titre illustratif, un tel turboréacteur 10 comprend, de l'amont vers l'aval, une entrée d'air 12, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 16, une chambre de combustion 18, une turbine haute pression 20, une turbine basse pression 22, un canal de postcombustion 26, et une tuyère 28 à géométrie variable, par exemple de type convergente-divergente. Ces organes du turboréacteur sont tous centrés selon l'axe longitudinal 11 du turboréacteur.
De manière bien connue, le compresseur haute pression 16, la chambre de combustion 18, et les turbines haute pression 20 et basse pression 22, définissent une veine primaire PF. Cette dernière est entourée par une veine secondaire SF de la turbomachine qui s'étend de l'amont vers l'aval à partir d'une sortie du compresseur basse pression. Ainsi, en fonctionnement, de l'air Fl qui est entré par l'entrée d'air 12 et qui a été comprimé par le compresseur basse pression 14, se divise ensuite en un flux primaire F2 qui circule dans la veine primaire et en un flux secondaire F3 qui circule dans la veine secondaire. Le flux primaire F2 est alors comprimé davantage dans le compresseur haute pression 16, puis mélangé à du carburant et enflammé dans la chambre de combustion 18, avant de subir une détente dans la turbine haute pression 20 puis dans la turbine basse pression 22.
Le flux de gaz d'échappement F4, constitué par le mélange des gaz de combustion, issus de la veine primaire, et du flux secondaire F3, circule ensuite dans le canal de postcombustion 26, puis s'échappe du turboréacteur 10 au travers de la tuyère 28.
En régime de fonctionnement avec postcombustion, par exemple pour propulser un aéronef à des vitesses supersoniques, du carburant est mélangé au flux de gaz d'échappement F4 au sein du canal de postcombustion 26, et le mélange ainsi constitué est enflammé au sein de ce canal de postcombustion, afin de générer un surcroît de poussée.
La figure 2 illustre à plus grande échelle une partie arrière de turboréacteur dans une configuration connue de l'art antérieur, et permet notamment d'apercevoir des volets internes mobiles de la tuyère.
Les volets internes mobiles se composent, en amont, d'un ensemble de volets convergents 30 répartis autour de l'axe longitudinal 11, et, en aval, d'un ensemble de volets divergents 32 répartis aussi autour de l'axe longitudinal 11.
Ces volets internes mobiles comportent chacun un panneau 31, 33 contribuant à délimiter extérieurement un canal de circulation de gaz d'échappement 34 défini dans le prolongement du canal de postcombustion 26. Les volets internes mobiles 30, 32 permettent ainsi de canaliser le flux de gaz d'échappement F4 en sortie du turboréacteur 10, en fonctionnement. Les volets convergents 30 sont articulés à leurs extrémités amont 36 sur une structure statorique 38 de la partie arrière de turboréacteur, en l'occurrence sur des chapes internes 40 de poutrelles 42 appartenant à ladite structure statorique, de sorte que les volets convergents 30 soient déplaçables en rotation autour de premiers axes d'articulation Al assujettis à la structure statorique 38.
Les volets divergents 32 sont articulés, à leurs extrémités amont 44, sur des extrémités aval 46 des volets convergents 30, de sorte que les volets divergents 32 soient déplaçables en rotation autour de deuxièmes axes d'articulation A2 assujettis aux volets convergents 30. Les volets divergents 32 sont en outre articulés, à leurs extrémités aval 48, sur des premières extrémités 50A de bielles 50 ayant des secondes extrémités 50B opposées articulées sur la structure statorique 38, en l'occurrence sur des chapes externes 54 des poutrelles 42.
Un système de commande des volets internes mobiles comporte des moyens moteurs configurés pour agir sur certains au moins des volets convergents, qui seront dénommés volets convergents commandés dans ce qui suit. Dans le cas où d'autres volets convergents ne sont soumis à l'action des moyens moteurs que par l'intermédiaire des volets convergents commandés, ces autres volets convergents sont dénommés volets convergents suiveurs, d'une manière bien connue.
Les moyens moteurs sont typiquement constitués de vérins 56 ayant chacun une partie statique, par exemple leur corps 56A, fixée à la structure statorique 38, et une partie mobile, par exemple leur tige 56B, solidaire d'un porte-galet 58 correspondant, sur lequel est monté un galet 60 en appui roulant sur une came 62 formée par une structure 64 solidaire du panneau 31 d'un volet convergent 30 correspondant, le porte-galet 58 étant en outre solidaire d'un doigt de retenue 66 coopérant avec la structure 64 pour retenir radialement le volet convergent 30 et éviter en particulier que le volet ne s'abaisse sous l'effet de la gravité lorsque le turboréacteur est à l'arrêt. L'ensemble des volets internes mobiles 30 et 32 forme ainsi, avec la structure statorique 38, un système isostatique.
Un déplacement en translation de la partie mobile de chaque vérin 56 permet ainsi de provoquer un déplacement des volets convergents 30 en rotation autour des premiers axes d'articulation Al, qui s'accompagne d'un déplacement des volets divergents 32 en rotation autour des deuxièmes axes d'articulation A2. De tels déplacements des volets internes mobiles 30, 32 conduisent à modifier le profil de la tuyère et notamment la section du col de celle-ci au niveau de la jonction entre les volets convergents et les volets divergents.
La tuyère comporte en outre des volets externes mobiles 70 ayant des extrémités amont 72 articulées sur la structure statorique 38, par exemple sur les chapes externes 54 des poutrelles 42, et des extrémités aval 74 assujetties aux extrémités aval 48 des volets divergents 32, par exemple au moyen de dispositifs de liaison à galet 76 et glissière 78.
La configuration à géométrie variable de la tuyère 28 permet d'adapter cette dernière aux différentes phases de vol. Ainsi, en régime subsonique, les volets internes convergents sont par exemple maintenus dans une configuration faiblement convergente, tandis qu'en régime supersonique, les volets internes convergents adoptent une configuration davantage convergente.
Un inconvénient des systèmes de commande du type décrit ci-dessus est que les vérins 56 travaillent dans le sens de la rétraction de leur tige 56B, qui est le sens de travail le moins efficace, lors d'une manœuvre d'accroissement de la convergence des volets convergents, alors que ce type de manœuvre est celle qui requiert les efforts les plus importants.
D'autres systèmes de commande connus ne comportent pas de galet ni de came mais une chaîne d'éléments articulés les aux autres. Dans ces systèmes, la partie des vérins liée à la structure statorique est articulée à cette dernière autour d'axes orthoradiaux (c'est-à-dire tangentiels). De ce fait, un inconvénient de tels systèmes de commande réside dans l'encombrement relativement important de ces systèmes dans la direction radiale.
La figure 3 illustre très schématiquement la partie arrière du turboréacteur de la figure 1, selon un mode de réalisation de l'invention. Les figures 4 et 5 montrent cette même partie arrière avec davantage de détails, respectivement dans une configuration à faible convergence des volets convergents et dans une configuration à forte convergence des volets convergents.
En référence aux figures 3-5, les volets convergents 30 commandés comprennent chacun un levier 80 solidaire du panneau 31 du volet. Un tel levier 80 s'étend bien entendu dans une direction d'éloignement de l'axe longitudinal 11, à partir du panneau 31 ou à partir d'une structure de rigidification agencée sur la face externe du panneau 31 et solidaire de ce dernier.
De plus, la commande des volets convergents 30 est assurée par un anneau de synchronisation 82 agencé autour de l'ensemble des volets convergents 30 ou, en variante, agencé un peu plus en amont autour de la structure statorique amont 38.
Les moyens moteurs sont reliés à l'anneau de synchronisation 82 de manière à pouvoir déplacer ce dernier en translation selon l'axe longitudinal 11. À titre illustratif, les moyens moteurs sont, ici encore, constitués des vérins 56, et les tiges 56B des vérins 56 sont articulées à des premières chapes 84 de l'anneau de synchronisation 82. De telles premières chapes 84 sont formées en saillie à partir d'un corps principal 86, par exemple de forme torique, de l'anneau de synchronisation 82. Les premières chapes 84 s'étendent par exemple vers l'amont à partir du corps principal 86.
Il est à noter que le corps principal 86 de l'anneau de synchronisation peut présenter une forme plus complexe, comportant par exemple une alternance de parties en saillie radialement vers l'intérieur et de parties en saillie radialement vers l'extérieur et/ou une alternance de parties en saillie vers l'amont et de parties en saillie vers l'aval. Dans tous les cas, le corps principal 86 de l'anneau de synchronisation s'étend tout autour de l'axe longitudinal 11 du turboréacteur et présente ainsi une forme globalement annulaire.
L'anneau de synchronisation 82 est lui-même relié aux volets convergents 30 commandés, au moyen de biellettes 88 ayant chacune une première extrémité 88A articulée en un point d'articulation 80A du levier 80 d'un volet convergent 30 commandé correspondant, et une seconde extrémité 88B, opposée, articulée à l'anneau de synchronisation 82. Ce dernier comporte par exemple, à cet effet, des secondes chapes 90, qui sont formées en saillie à partir du corps principal 86 de l'anneau de synchronisation, et auxquelles les secondes extrémités 88B des biellettes 88 sont articulées. Les secondes chapes 90 s'étendent par exemple radialement vers l'extérieur à partir du corps principal 86.
De ce fait, un déploiement de la tige 56B de chaque vérin 56 provoque un déplacement vers l'aval de l'anneau de synchronisation 82, qui entraîne vers l'aval le point d'articulation 80A de chaque levier 80 et provoque ainsi le pivotement de chaque levier 80 et donc de l'ensemble des volets convergents 30 en direction de l'axe longitudinal 11. À l'inverse, une rétraction de la tige 56B de chaque vérin 56 entraîne un pivotement de l'ensemble des volets convergents 30 dans une direction d'éloignement de l'axe longitudinal 11.
Les vérins 56 travaillent ainsi dans le sens du déploiement de leur tige 56B lors d'une manœuvre d'accroissement de la convergence des volets convergents.
De plus, le système de commande peut ainsi présenter un encombrement et une masse limités.
À cet égard, dans l'exemple préférentiel illustré, le point d'articulation 80A de chaque levier 80, auquel est articulée la première extrémité 88A d'une biellette 88 correspondante, est agencé à une extrémité du levier 80 correspondant, de manière à maximiser le bras de levier exercé sur le volet convergent 30 par la biellette 88. Cela permet par exemple l'utilisation de vérins 56 ayant une puissance nominale modérée.
De plus, le levier 80 de chacun des volets convergents 30 commandés est avantageusement agencé à une extrémité amont 36 du volet, de manière là encore à limiter au mieux l'encombrement et la masse du système de commande des volets.
Dans un tel cas, l'encombrement des moyens moteurs et la place disponible peuvent être tels qu'il soit avantageux de disposer l'anneau de synchronisation 82 en aval du levier 80 de chacun des volets convergents 30 commandés. De ce fait, les biellettes 88 travaillent en traction lors d'une manœuvre d'accroissement de la convergence des volets convergents 30.
De préférence, comme le montrent les figures 4 et 5, les points d'articulation 80A des leviers 80 sont respectivement agencés axialement en regard, ou sensiblement en regard, des secondes chapes 90, de sorte que les biellettes 88 s'étendent radialement à l'extérieur par rapport à l'anneau de synchronisation 86. En particulier, les biellettes 88 s'étendent ainsi parallèlement ou sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal 11, quel que soit le degré de déploiement des vérins 56 et donc quelle que soit la position de l'anneau de synchronisation 86 le long de sa course axiale.
Il est à noter que, l'anneau de synchronisation 82 étant continu sur 360 degrés, les corps 56A des vérins 56 peuvent être fixés rigidement sur la structure statorique 38, de la même manière que dans l'exemple connu illustré sur la figure 2 et décrit ci-dessus. Même dans le cas où les corps 56A des vérins 56 sont simplement articulés sur la structure statorique 38, l'anneau de synchronisation 82 maintient les corps 56A dans une position fixe ou sensiblement fixe quel que soit le degré de déploiement des vérins 56.
La figure 6 illustre un autre mode de réalisation de l'invention qui diffère du mode de réalisation des figures 3-5 du fait que le levier 80 de chacun des volets convergents 30 commandés est agencé à une extrémité aval 30B du volet, et en aval de l'anneau de synchronisation 82. Dans un tel cas, les secondes chapes 90 s'étendent avantageusement vers l'aval à partir du corps principal 86 de l'anneau de synchronisation 82.
L'agencement du levier 80 de chacun des volets convergents 30 commandés à l'extrémité aval 30B du volet permet que les biellettes 88 travaillent en compression lors d'une manœuvre d'accroissement de la convergence des volets convergents 30, ce qui est généralement avantageux du point de vue mécanique.
Bien entendu, les leviers 80 peuvent, en variante, être agencés entre les extrémités amont et aval des volets convergents.

Claims

REVENDICATIONS
1. Partie arrière de turboréacteur, comprenant :
- une structure statorique amont (38) ;
- une tuyère à géométrie variable (28) comprenant un ensemble de volets convergents (30) répartis autour d'un axe longitudinal (11) de la partie arrière de turboréacteur, comprenant chacun un panneau (31) destiné à canaliser un flux de gaz d'échappement (F4) au sein de la tuyère, et ayant chacun une extrémité amont (36) articulée sur la structure statorique amont de sorte que les volets convergents (30) soient déplaçables en rotation autour de premiers axes d'articulation (Al) assujettis à la structure statorique (38) ;
- un anneau de synchronisation (82) agencé autour de l'ensemble de volets convergents ou de la structure statorique amont ;
- des moyens moteurs configurés pour déplacer l'anneau de synchronisation (82) en translation selon l'axe longitudinal (11), par rapport à la structure statorique amont ;
- des moyens de liaison reliant l'anneau de synchronisation (82) à certains au moins des volets convergents (30), dits volets convergents commandés, pour commander une variation géométrique de la tuyère ; dans laquelle les volets convergents (30) commandés comprennent chacun un levier (80) rigidement solidaire du panneau (31) correspondant, dans laquelle les moyens de liaison comprennent des biellettes (88) ayant chacune une première extrémité (88A) articulée au levier (80) d'un volet convergent (30) commandé correspondant et une seconde extrémité (88B), opposée, articulée à l'anneau de synchronisation (82), dans laquelle la première extrémité (88A) de chacune des biellettes (88) est articulée à un point d'articulation (80A) du levier (80) correspondant agencé à une extrémité de celui-ci, et dans laquelle le levier (80) de chacun des volets convergents (30) commandés est agencé à l'extrémité amont (36) du volet convergent commandé.
2. Partie arrière de turboréacteur selon la revendication 1, dans laquelle l'anneau de synchronisation (82) comporte des chapes (90) sur lesquelles sont articulées les secondes extrémités (88B) des biel lettes (88).
3. Partie arrière de turboréacteur selon la revendication 2, dans laquelle les chapes (90) s'étendent radialement vers l'extérieur à partir d'un corps principal (86) de l'anneau de synchronisation (82).
4. Partie arrière de turboréacteur selon la revendication 3, dans laquelle les points d'articulation (80A) des leviers (80) sont respectivement agencés axialement en regard, ou sensiblement en regard, des secondes chapes (90), de sorte que les biellettes (88) s'étendent radialement à l'extérieur par rapport à l'anneau de synchronisation (86).
5. Partie arrière de turboréacteur selon la revendication 4, dans laquelle les biellettes (88) s'étendent parallèlement ou sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal (11) quelle que soit la position de l'anneau de synchronisation (86).
6. Partie arrière de turboréacteur selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle le levier (80) de chacun des volets convergents (30) commandés est agencé en amont de l'anneau de synchronisation (82).
7. Partie arrière de turboréacteur selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle le levier (80) de chacun des volets convergents (30) commandés est agencé en aval de l'anneau de synchronisation (82).
8. Partie arrière de turboréacteur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle la tuyère à géométrie variable (28) comprend en outre un ensemble de volets divergents (32) répartis autour de l'axe longitudinal (11), comprenant des panneaux (33) destinés à canaliser le flux de gaz d'échappement (F4) au sein de la tuyère, et ayant des extrémités amont (44) articulées sur des extrémités aval 14
(46) des volets convergents de sorte que les volets divergents (32) soient déplaçables en rotation autour de deuxièmes axes d'articulation (A2) assujettis aux volets convergents (30), moyennant quoi la tuyère est une tuyère convergente-divergente. 9. Partie arrière de turboréacteur selon la revendication 8, dans laquelle les volets divergents (32) sont reliés à la structure statorique amont (38) au moyen de bielles (50) ayant chacune une première extrémité (50A) articulée à une extrémité aval (48) d'un volet divergent (32) correspondant et une seconde extrémité (50B), opposée, articulée sur la structure statorique amont (38).
10. Turboréacteur pour aéronef, comprenant une partie arrière selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
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US20150121889A1 (en) * 2013-03-08 2015-05-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Aircraft nozzle

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3767120A (en) * 1971-12-20 1973-10-23 United Aircraft Corp Exit area schedule selector system
US20150121889A1 (en) * 2013-03-08 2015-05-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Aircraft nozzle

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