FR2642793A1

FR2642793A1 - ENGINE WITH REACTION PARTICULARLY FOR MILITARY AIRCRAFT

Info

Publication number: FR2642793A1
Application number: FR9000861A
Authority: FR
Inventors: Heinig Klaus; Kennepohl Fritz; Michel Ulf
Original assignee: MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH; Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: MTU Aero Engines AG; Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 1989-02-08
Filing date: 1990-01-25
Publication date: 1990-08-10
Also published as: DE3903713A1; GB9002858D0; GB2231092A; DE8915860U1

Abstract

L'invention concerne un moteur à réaction 1aconstitué d'une turbine à gaz 2 et d'une enveloppe 15 de brûleur de post-combustion 3. Le problème à résoudre consiste à réduire le bruit de moteur lorsque le brûleur de post-combustion est coupé. Le moteur est caractérisé en ce qu'une buse primaire 17 pour le flux principal de la turbine 2 est disposée en aval de celle-ci, des orifices d'air secondaire 23 étant prévus dans l'enveloppe 15 pour envoyer de l'air ambiant dans cette enveloppe, la buse et les orifices étant accordés entre eux pour obtenir un mélange intensif de l'air. L'invention est applicable notamment aux avions militaires.The invention relates to a jet engine 1 consisting of a gas turbine 2 and an afterburner casing 3. The problem to be solved is to reduce the engine noise when the afterburner is turned off. . The engine is characterized in that a primary nozzle 17 for the main flow of the turbine 2 is arranged downstream of the latter, secondary air orifices 23 being provided in the casing 15 to send ambient air. in this envelope, the nozzle and the orifices being matched to one another to obtain an intensive mixing of the air. The invention is particularly applicable to military aircraft.

Description

MOTEUR A REACTION NOTAMMENT POUR AVIONSREACTION ENGINE IN PARTICULAR FOR AIRCRAFT

MILITAIRES.MILITARY.

L'invention a pour objet un moteur à réaction constitué d'une turbine à gaz et d'un brûleur de post- The invention relates to a jet engine consisting of a gas turbine and a post-burner.

combustion disposé en aval.downstream combustion.

De tels moteurs à réaction sont utilisés notamment pour la propulsion des avions militaires, ceux-ci étant conçus pour obtenir la puissance la plus élevée possible avec un faible poids et une faible consommation de combustible. Les moteurs à réaction connus ont cependant pour inconvénient de produire un bruit très élevé en vol, ce bruit n'étant pas Such jet engines are used in particular for the propulsion of military aircraft, these being designed to obtain the highest power possible with low weight and low fuel consumption. Known reaction engines, however, have the drawback of producing a very high noise in flight, this noise not being

notablement réduit lorsqu'on couple le brûleur de post- significantly reduced when the post-burner is coupled

combustion. Lors des décollages et des atterrissages ainsi que lors des vols en rase-mottes, il en résulte des nuisances importantes de l'environnement dues au bruit, ce qui est ressenti comme particulièrement combustion. During take-offs and landings as well as during low-level flights, this results in significant environmental nuisances due to noise, which is particularly

gênant en temps de paix.embarrassing in peacetime.

Compte tenu de cela, la présente invention a pour but de perfectionner un moteur à réaction du type indiqué dans le préambule de manière que le bruit dû au moteur à réaction soit réduit de façon significative In view of this, the present invention aims to improve a jet engine of the type indicated in the preamble so that the noise due to the jet engine is significantly reduced.

lorsque le brûleur de post-combustion est coupé. when the afterburner is off.

A cet effet, l'invention concerne un moteur à For this purpose, the invention relates to a motor

réaction du type ci-dessus caractérisé en ce qu'une- reaction of the above type characterized in that

buse primaire pour le flux principal de la turbine à gaz est prévue en aval de cette turbine à gaz, et en ce que des orifices d'air secondaire sont prévus dans l'enveloppe du brûleur de post-combustion, de l'air ambiant pouvant être conduit dans cette enveloppe à travers ces orifices, la buse primaire et les orifices d'air secondaire étant accordés entre eux pour obtenir primary nozzle for the main flow of the gas turbine is provided downstream of this gas turbine, and that secondary air ports are provided in the envelope of the afterburner, ambient air being to be conducted in this envelope through these orifices, the primary nozzle and the secondary air orifices being tuned together to obtain

un mélange intensif de l'air.an intensive mix of air.

Un avantage essentiel de l'invention est que la longueur de construction et donc le poids du moteur à réaction restent sensiblement inchangés par rapport aux moteurs à réaction classiques. En raison de la An essential advantage of the invention is that the construction length and therefore the weight of the jet engine remain substantially unchanged compared to conventional jet engines. Due to

longueur relativement grande des brûleurs de post- relatively long length of post-burners

combustion usuels, on peut obtenir un bon mélange et un bon rendement et par suite une réduction considérable du bruit. La réduction du bruit est alors obtenue en ce qu'on mélange de l'air secondaire aux gaz de sortie de la turbine à gaz qui présentent un nombre de Mach relativement élevé. On obtient ainsi, par le mélange des deux flux d'air, une réduction de la vitesse du jet avec une augmentation simultanée du débit massique. On obtient le mélange intensif requis du jet d'air primaire (turbine à gaz) et du jet d'air secondaire en ce que le jet d'air primaire est fractionné en petits flux élémentaires dans une buse primaire et en ce que, par les orifices d'air secondaire disposés derrière la buse primaire, l'air secondaire amené est en mesure de bien se mélanger avec les flux élémentaires d'air primaire. Suivant les données constructives telles que, conventional combustion, good mixing and efficiency can be obtained and hence considerable noise reduction. The noise reduction is then achieved by mixing secondary air with gas turbine output gases having a relatively high Mach number. Thus, by mixing the two air flows, a reduction in the speed of the jet with a simultaneous increase in mass flow. The required intensive mixing of the primary air jet (gas turbine) and the secondary air jet is obtained in that the primary air jet is split into small elementary streams in a primary nozzle and in that secondary air ports located behind the primary nozzle, the supplied secondary air is able to mix well with the elementary primary air streams. Following the constructive data such as,

principalement, la longueur du tube de brûleur de post- mainly, the length of the post-burner tube

combustion, on peut envisager différentes réalisations pour la buse primaire. Une réalisation conforme à l'invention de la buse primaire consiste en ce que celle-ci peut être introduite dans le conduit d'écoulement et peut en être retirée, de sorte qu'elle ne constitue pas une gêne à l'écoulement lors du fonctionnement avec un brûleur de postcombustion et qu'elle n'est pas endommagée par les températures élevées qui s'établissent alors. En variante, il est possible que la buse primaire soit montée sur des éléments de brûleurs, notamment montée à poste fixe dans le moteur, par exemple en tant que buse de mélange dans un dispositif d'injection de post-combustion. On peut alors envisager de disposer celui-ci sur les injecteurs ou sur les accrocheurs de flamme disposés en combustion, we can consider different achievements for the primary nozzle. An embodiment according to the invention of the primary nozzle is that it can be introduced into the flow conduit and can be removed from it, so that it does not interfere with the flow during operation. with a burner afterburner and it is not damaged by the high temperatures that are established then. Alternatively, it is possible that the primary nozzle is mounted on the burner elements, in particular mounted stationary in the engine, for example as a mixing nozzle in an afterburner injection device. We can then consider placing it on the injectors or on the flame catchers arranged in

aval; on peut aussi les incorporer dans ceux-ci. downstream; they can also be incorporated into them.

Une autre variante de réalisation de buse primaire prévoit de constituer celle-ci avec une section en forme de fleur ou d'étoile, le flux secondaire étant envoyé directement à l'extérieur de la paroi de buse en forme de fleur ou d'étoile en forme de cône vers l'intérieur. Une telle buse peut notamment être réalisée en forme de buse pliante de façon à Another variant embodiment of the primary nozzle provides for constituting it with a section in the form of a flower or a star, the secondary flow being sent directly to the outside of the nozzle wall in the shape of a flower or a star. cone shape inwards. Such a nozzle can in particular be made in the form of a folding nozzle so as to

pouvoir constituer une buse en forme d'étoile. to be able to constitute a star-shaped nozzle.

Avec une- longueur suffisante du tube de brûleur de post-combustion, on peut aussi envisager de réaliser une buse primaire circulaire, notamment convergente ou convergente et divergente, ce qui With a sufficient length of the post-combustion burner tube, it is also conceivable to provide a circular primary nozzle, in particular convergent or convergent and divergent nozzle, which

entraîne les pertes d'écoulement les plus réduites. leads to the smallest flow losses.

Cette réalisation exige cependant une zone de mélange This achievement, however, requires a mixing zone

plus longue.longer.

Une autre variante de réalisation de l'invention prévoit que la buse primaire soit constituée en tant que buse multiple. Les orifices d'air secondaire sont alors constitués pour que l'air secondaire puisse s'écouler autour des buses en Another alternative embodiment of the invention provides that the primary nozzle is constituted as a multiple nozzle. The secondary air orifices are then formed so that the secondary air can flow around the nozzles in

garantissant ainsi un bon mélange.thus ensuring a good mix.

L'air secondaire, soufflé par les orifices d'air secondaire, peut être aspiré par des ouvertures extérieures radiales appropriées pouvant être fermées, ces ouvertures pouvant être pratiquées dans la paroi extérieure du moteur ou de l'avion. Cet air est conduit vers l'intérieur en direction sensiblement radiale. En variante, il est aussi possible de diriger des conduits d'air secondaire en direction axiale depuis l'entrée du The secondary air, blown through the secondary air orifices, can be sucked by suitable external radial openings which can be closed, these openings being able to be made in the outer wall of the engine or the aircraft. This air is conducted inward in a substantially radial direction. Alternatively, it is also possible to direct secondary air ducts in the axial direction from the inlet of the

moteur vers les orifices d'air secondaire. motor to the secondary air ports.

Pour s'adapter à des conditions de fonctionnement différentes du moteur, il est avantageux de réaliser la buse primaire (rentrée) avec une section To adapt to different operating conditions of the motor, it is advantageous to make the primary nozzle (return) with a section

transversale variable.transverse variable.

De préférence, le débit d'air du flux secondaire est sensiblement compris entre 0,6 et 1,1 Preferably, the air flow rate of the secondary flow is substantially between 0.6 and 1.1

fois le débit du flux primaire.-times the flow of the primary flow.

Suivant une autre réalisation avantageuse de l'invention, les dispositifs d'injection nécessaires pour l'injection de carburant lors du fonctionnement du brûleur de post-combustion ainsi que l'accrocheur de flamme sont démontables. Il est ainsi possible d'obtenir un moteur convenant pour les vols d'exercice en rase-mottes et comportant une buse primaire installée à poste fixe. En cas de besoin, ce moteur peut être converti de façon relativement rapide en un moteur approprié au fonctionnement avec brûleur de post-combustion par démontage de la buse primaire et According to another advantageous embodiment of the invention, the injection devices necessary for the fuel injection during operation of the afterburner and the flame catchers are removable. It is thus possible to obtain a suitable engine for flying exercise in low-clods and having a primary nozzle installed stationary. If necessary, this motor can be converted relatively quickly into a motor suitable for operation with a post-combustion burner by removing the primary nozzle and

montage des dispositifs d'injection. mounting of the injection devices.

Une autre réalisation avantageuse de l'invention prévoit que la surface intérieure de l'enveloppe du brûleur de post-combustion soit revêtue d'un matériau absorbant les sons (écran perforé), qui peut être utilisé en même temps comme bouclier thermique. Another advantageous embodiment of the invention provides that the inner surface of the post-combustion burner envelope is coated with a sound-absorbing material (perforated screen), which can be used at the same time as a heat shield.

L'invention est décrite plus en détail ci- The invention is described in more detail below.

après en se référant aux dessins annexés, dans lesquels: - la figure 1 est une coupe longitudinale schématique d'un moteur à réaction, - la figure 2 est une coupe longitudinale schématique d'un autre moteur à réaction, - la figure 3 est une coupe transversale schématique d'une buse primaire, - la figure 4 est une vue en élévation schématique d'une autre buse primaire, la figure 5 est une vue latérale FIG. 1 is a diagrammatic longitudinal section of a jet engine; FIG. 2 is a diagrammatic longitudinal section of another jet engine; FIG. 3 is a schematic longitudinal section of a jet engine, FIG. schematic cross-section of a primary nozzle; FIG. 4 is a diagrammatic elevational view of another primary nozzle; FIG. 5 is a side view.

schématique de la buse primaire suivant la figure 4. schematic of the primary nozzle according to Figure 4.

La figure 1 représente schématiquement en coupe longitudinale un moteur à réaction la essentiellement constitué d'une turbine à gaz 2 et d'un brûleur de post-combustion 3 disposé en aval. La turbine à gaz 2 comporte un rotor basse pression 4 comportant les aubes d'un compresseur basse pression et d'un compresseur moyenne pression 5. Un rotor haute pression 6 comportant les aubes 7 d'un compresseur haute pression est disposé en aval. Plusieurs étages de turbine 9 sont prévus en aval d'une chambre de combustion annulaire 8. En aval de -ces étages sont montés un dispositif d'injection 10 pour brûleur de post-combustion et un accrocheur de flamme Il de forme annulaire. Ce moteur à réaction central est entouré par un conduit de dérivation 12 dérivant une partie du flux gazeux derrière le compresseur basse pression 5 en contournant le moteur à réaction central, ce flux étant Figure 1 shows schematically in longitudinal section a jet engine essentially consisting of a gas turbine 2 and a post-combustion burner 3 disposed downstream. The gas turbine 2 comprises a low pressure rotor 4 comprising the blades of a low pressure compressor and a medium pressure compressor 5. A high pressure rotor 6 comprising the blades 7 of a high pressure compressor is arranged downstream. Several turbine stages 9 are provided downstream of an annular combustion chamber 8. Downstream of these stages are mounted an injection device 10 for post-combustion burner and an eye-catching flame 11 of annular shape. This central jet engine is surrounded by a bypass duct 12 deriving a portion of the gas flow behind the low pressure compressor 5 bypassing the central jet engine, this flow being

ramené et mélangé en aval.brought back and mixed downstream.

Le dispositif d'injection 10 pour brûleur de post-combustion et l'accrocheur de flamme 11 appartiennent déjà, au point de vue fonctionnel, au brûleur de post-combustion 3. Ce brûleur comporte en/ outre un tube de post-combustion 13 et une tuyère The injection device 10 for the post-combustion burner and the flame catcher 11 already belong, from a functional point of view, to the afterburner 3. This burner further comprises an afterburner tube 13 and a nozzle

d'éjection réglable 14.ejection adjustable 14.

En aval de la turbine à gaz 2, une buse primaire articulée 17 est disposée dans le conduit d'écoulement 16, cette buse étant représentée en position rentrée sur la figure 1. Cette buse primaire 17 se compose essentiellement d'éléments de segments coniques individuels munis de petites buses, ces éléments pouvant être rentrés ou sortis dans l'enveloppe de post-combustion 15 au moyen d'articulations 18. A l'état rentré, cette buse primaire 17 "ferme" sensiblement la totalité du conduit d'écoulement 16, de sorte que le flux primaire qui s'écoule dans le moteur central et le conduit de dérivation 12, doit passer par les trous 19 de la buse Downstream of the gas turbine 2, an articulated primary nozzle 17 is disposed in the flow duct 16, this nozzle being represented in the retracted position in FIG. 1. This primary nozzle 17 essentially consists of individual conical segment elements. provided with small nozzles, these elements can be retracted or exited in the post-combustion envelope 15 by means of hinges 18. In the retracted state, this primary nozzle 17 "substantially" closes the entire flow conduit 16 , so that the primary flow flowing in the central motor and bypass duct 12, must pass through the holes 19 of the nozzle

primaire 17.primary 17.

Le flux -d'air secondaire, pénètre dans les conduits d'air secondaire 22 en traversant des ouvertures 20 pratiquées dans la paroi extérieure 21 de l'avion. Ce flux d'air secondaire arrive dans le conduit d'écoulement 16 par des orifices d'air secondaire 23 répartis le plus possible sur tout le pourtour de l'enveloppe de post-combustion 15. Dans le conduit 16, le flux d'air secondaire se mélange au flux d'air primaire ayant traversé les trous 19. Le mélange a alors lieu sur l'étendue di tube de postcombustion 13, de sorte que dans la zone de la tuyère d'éjection 14 on a un flux gazeux homogène avec une vitesse des gaz sensiblement uniforme. Par le mélange de l'air secondaire, il est possible de réduire notablement la vitesse du flux gazeux à la sortie de la tuyère d'éjection 14 et donc les bruits émis lors du mélange The secondary air flow enters the secondary air ducts 22 through openings 20 formed in the outer wall 21 of the aircraft. This secondary air flow arrives in the flow duct 16 through secondary air orifices 23 distributed as much as possible around the perimeter of the post-combustion envelope 15. In the duct 16, the air flow secondary mixture is mixed with the primary air flow having passed through the holes 19. The mixing then takes place on the extension of the afterburner tube 13, so that in the zone of the ejection nozzle 14 there is a homogeneous gas flow with a substantially uniform gas velocity. By mixing the secondary air, it is possible to significantly reduce the speed of the gas flow at the outlet of the ejection nozzle 14 and therefore the noise emitted during mixing

du jet avec l'air extérieur.of the jet with the outside air.

L'autre exemple de réalisation de moteur à réaction lb représenté sur la figure 2 est sensiblement construit comme le moteur à réaction la. Une différence consiste en ce que l'air secondaire, qui est mélangé au flux primaire par les orifices d'air secondaire 23b, n'est plus amené de façon sensiblement radiale, mais par des conduits d'air secondaire 22b s'étendant en direction axiale à partir de la zone d'entrée 24 du moteur à réaction. On peut alors envisager de constituer un conduit annulaire d'air secondaire unique 22b. La buse primaire 17b est, suivant la réalisation représentée sur la figure 2, constituée avec une section transversale en forme de fleur, ce qui permet d'obtenir un bon mélange des deux flux d'air avec de faibles pertes à l'écoulement. Cette réalisation de la buse primaire 17b en forme de fleur The other embodiment of a jet engine 1b shown in FIG. 2 is substantially constructed as the jet engine 1a. One difference is that the secondary air, which is mixed with the primary stream through the secondary air ports 23b, is no longer brought substantially radially, but by secondary air ducts 22b extending in the direction axial from the input zone 24 of the jet engine. One can then consider forming a single annular secondary air duct 22b. The primary nozzle 17b is, according to the embodiment shown in FIG. 2, constituted with a flower-shaped cross-section, which makes it possible to obtain a good mixture of the two air flows with low losses to the flow. This embodiment of the flower-shaped primary nozzle 17b

est représentée en coupe transversale sur la figure 3. is shown in cross-section in FIG.

On voit sur la figure 4 une réalisation de la buse primaire 17c sous forme de buse multiple. Le diamètre des buses 25 est alors choisi suffisamment grand pour que les pertes à l'écoulement soient minimales avec le meilleur mélange possible. Cette réalisation de la buse primaire 17c peut aussi, comme indiqué en trait interrompu, être divisée en plusieurs éléments reliés à articulation au moyen des FIG. 4 shows an embodiment of the primary nozzle 17c in the form of a multiple nozzle. The diameter of the nozzles 25 is then chosen so large that the flow losses are minimal with the best possible mixing. This embodiment of the primary nozzle 17c can also, as indicated in broken lines, be divided into several elements connected to articulation by means of

articulations 18, comme représenté sur la figure 1. joints 18, as shown in FIG.

La figure 5 représente en coupe longitudinale Figure 5 shows in longitudinal section

cette réalisation de la buse primaire. this realization of the primary nozzle.

La figure 6 et la figure 7 représentent une autre forme de réalisation de la buse primaire sous forme d'une buse pliante 17e constituée de tôles 26 assemblées entre elles au moyen de charnières 27. A l'état plié, représenté, la buse libère une section transversale d'écoulement en forme d'étoile. A l'état déplié, les éléments pliants reposent sur la paroi intérieure du brûleur de post-combustion et ferment les FIG. 6 and FIG. 7 show another embodiment of the primary nozzle in the form of a folding nozzle 17 consisting of plates 26 joined to each other by means of hinges 27. In the folded state shown, the nozzle releases a cross-section of star-shaped flow. In the unfolded state, the folding elements rest on the inner wall of the afterburner and close the

orifices d'air secondaire 23.secondary air ports 23.

Claims

1 - Jet engine consisting of a turbine

(2) and a post-burner envelope (15)

combustion device (3) arranged downstream, in particular for military aircraft, characterized in that a primary nozzle (17) for the main flow of the gas turbine (2) is provided downstream of this gas turbine (2), and in that secondary air orifices (23) are provided in the envelope (15) of the post-combustion burner, ambient air being able to be led into this envelope (15) through these orifices, the primary nozzle (17) and the secondary air ports (17) being tuned between

them to get an intensive mix of air.

2 - jet engine according to claim 1, characterized in that a post-combustion injection device (10) and a flame catcher (11) are removably arranged in the envelope (15) of the

post-combustion burner.

3 - jet engine according to claim 1, characterized in that the primary nozzle (17) is mounted on the burner elements, in particular fixed on an injection device (10) post-combustion or a

flame catching (11) or incorporated therein.

4 - jet engine according to claim 1, characterized in that the primary nozzle (17) is formed with a cross-section in the form of

flower or star.

- Jet engine according to claim 1, characterized in that the cross section of the

Primary nozzle (17) may vary. -

6 - Jet engine according to any one of

Claims 4 and 5, characterized in that the

primary nozzle (17) is formed with folding elements. 7 - jet engine according to claim 1, characterized in that the air openings

secondary can be closed.

8 - jet engine according to claim 1, characterized in that the primary nozzle (17d) is circular, in particular convergent or

convergent and divergent.

9 - jet engine according to claim 1, characterized in that the primary nozzle (17c) is

performed as a multiple nozzle.

o10 - A jet engine according to claim 1, characterized in that the primary nozzle (17c) is constituted by hinge-assembled conical segments for pivoting inwards on the

around the envelope (15) of the post-burner

combustion. II - Jet engine according to claim 1, characterized in that secondary air ducts (22) are directed substantially radially from the secondary air ports (23) and extend as far as the outer wall (21). ) of the engine or the airplane. 12 - jet engine according to claim 1, characterized in that secondary air ducts (22) are directed in the axial direction from the secondary air ports (23) to the inlet (24) of the engine. 13 - jet engine according to claim 1, characterized in that the envelope of the afterburner burner is lined internally with a

Sound absorbing material.