FR2642793A1 - Moteur a reaction notamment pour avions militaires - Google Patents
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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.
Description
MOTEUR A REACTION NOTAMMENT POUR AVIONS
MILITAIRES.
L'invention a pour objet un moteur à réaction constitué d'une turbine à gaz et d'un brûleur de post-
combustion disposé en aval.
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
notablement réduit lorsqu'on couple le brûleur de post-
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
gênant en temps de paix.
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
lorsque le brûleur de post-combustion est coupé.
A cet effet, l'invention concerne un moteur à
réaction du type ci-dessus caractérisé en ce qu'une-
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
un mélange intensif de l'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
longueur relativement grande des brûleurs de post-
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,
principalement, la longueur du tube de brûleur de post-
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
aval; on peut aussi les incorporer dans ceux-ci.
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
pouvoir constituer une buse en forme d'étoile.
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
entraîne les pertes d'écoulement les plus réduites.
Cette réalisation exige cependant une zone de mélange
plus longue.
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
garantissant ainsi un bon mélange.
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
moteur vers les orifices d'air secondaire.
Pour s'adapter à des conditions de fonctionnement différentes du moteur, il est avantageux de réaliser la buse primaire (rentrée) avec une section
transversale variable.
De préférence, le débit d'air du flux secondaire est sensiblement compris entre 0,6 et 1,1
fois le débit du flux primaire.-
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
montage des dispositifs d'injection.
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.
L'invention est décrite plus en détail ci-
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
schématique de la buse primaire suivant la 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
ramené et mélangé en aval.
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
d'éjection réglable 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
primaire 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
du jet avec l'air extérieur.
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
est représentée en coupe transversale sur la figure 3.
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
articulations 18, comme représenté sur la figure 1.
La figure 5 représente en coupe longitudinale
cette réalisation de la buse primaire.
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
orifices d'air secondaire 23.
Claims (7)
1 - Moteur à réaction constitué d'une turbine
à gaz (2) et d'une enveloppe (15) de brûleur de post-
combustion (3) disposé en aval, notamment pour avions militaires, caractérisé en ce qu'une buse primaire (17) pour le flux principal de la turbine à gaz (2) est prévue en aval de cette turbine à gaz (2), et en ce que des orifices d'air secondaire (23) sont prévus dans l'enveloppe (15) du brûleur de post-combustion, de l'air ambiant pouvant être conduit dans cette enveloppe (15) à travers ces orifices, la buse primaire (17) et les orifices d'air secondaire (17) étant accordés entre
eux pour obtenir un mélange intensif de l'air.
2 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un dispositif d'injection (10) de post-combustion et un accrocheur de flamme (11) sont disposés de façon démontable dans l'enveloppe (15) du
brûleur de post-combustion.
3 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la buse primaire (17) est montée sur des éléments de brûleur, notamment fixée sur un dispositif d'injection (10) de post-combustion ou un
accrocheur de flamme (11) ou incorporée dans ceux-ci.
4 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la buse primaire (17) est constituée avec une section transversale en forme de
fleur ou d'étoile.
- Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la section transversale de la
buse primaire (17) peut varier. -
6 - Moteur à réaction selon l'une quelconque
des revendications 4 et 5, caractérisé en ce que la
buse primaire (17) est constituée avec des éléments pliants. 7 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que les ouvertures d'air
secondaire peuvent être fermées.
8 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la buse primaire (17d) est de réalisation circulaire, notamment convergente ou
convergente et divergente.
9 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la buse primaire (17c} est
réalisée sous forme de buse multiple.
o10 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que la buse primaire (17c) est constituée d'éléments de segments coniques assemblés à articulation pour pivoter vers l'intérieur sur le
pourtour de l'enveloppe (15) du brûleur de post-
combustion. il - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que des conduits d'air secondaire (22) sont dirigés de façon sensiblement radiale à partir des orifices d'air secondaire (23) et vont jusqu'à la paroi extérieure (21) du moteur ou de l'avion. 12 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que des conduits d'air secondaire (22) sont dirigés en direction axiale depuis les orifices d'air secondaire (23) jusqu'à l'entrée (24) du moteur. 13 - Moteur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'enveloppe du brûleur de post-combustion est revêtue intérieurement avec un
matériau absorbant les sons.
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|---|---|---|---|
| DE3903713A DE3903713A1 (de) | 1989-02-08 | 1989-02-08 | Strahltriebwerk |
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|---|---|
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| FR (1) | FR2642793A1 (fr) |
| GB (1) | GB2231092A (fr) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1991018199A1 (fr) * | 1990-05-17 | 1991-11-28 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Moteur a turbine a gaz a cycle variable pour avions supersoniques |
| GB2259955A (en) * | 1990-05-17 | 1993-03-31 | Secr Defence | Variable cycle gas turbine engine for supersonic aircraft |
| WO1993022552A1 (fr) * | 1990-11-02 | 1993-11-11 | United Technologies Corporation | Appareil et procede de suppression du bruit dans un groupe motopropulseur de turbine a gaz |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5154052A (en) * | 1990-05-07 | 1992-10-13 | General Electric Company | Exhaust assembly for a high speed civil transport aircraft engine |
| DE102004004076B4 (de) * | 2004-01-27 | 2005-11-24 | Universität Stuttgart | Turboflugtriebwerk mit internem Mischer |
| DE102006019299B3 (de) * | 2006-04-26 | 2007-11-08 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Ummanteltes Turbofan-Flugzeugtriebwerk |
| DE102011008773A1 (de) | 2011-01-18 | 2012-07-19 | Mtu Aero Engines Gmbh | Wärmetauscher und Strahltriebwerk mit solchem |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1923150A1 (de) * | 1968-05-08 | 1970-01-15 | Man Turbo Gmbh | Zweistromturbinenstrahltriebwerk |
| US3587973A (en) * | 1969-06-18 | 1971-06-28 | Gen Electric | Propulsion nozzles with improved sound suppression |
| US3625009A (en) * | 1970-06-05 | 1971-12-07 | Boeing Co | Multi-tube noise suppressor providing thrust augmentation |
| FR2210719A1 (fr) * | 1972-12-18 | 1974-07-12 | Secr Defence | |
| FR2313566A1 (fr) * | 1975-06-02 | 1976-12-31 | Gen Electric | Moteur a turbine a gaz a cycle variable |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB777694A (en) * | 1952-04-16 | 1957-06-26 | Devendra Nath Sharma | Improvements relating to internal combustion turbines in combination with ram-jet engines |
| US3463402A (en) * | 1966-12-28 | 1969-08-26 | United Aircraft Corp | Jet sound suppressing means |
| GB1125658A (en) * | 1967-06-30 | 1968-08-28 | Rolls Royce | Gas turbine by-pass engine |
| US4175384A (en) * | 1977-08-02 | 1979-11-27 | General Electric Company | Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine |
| US4134260A (en) * | 1977-10-25 | 1979-01-16 | General Motors Corporation | Afterburner flow mixing means in turbofan jet engine |
| US4285194A (en) * | 1979-04-23 | 1981-08-25 | General Electric Company | Apparatus and method for controlling fan duct flow in a gas turbine engine |
| US4461146A (en) * | 1982-10-22 | 1984-07-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Mixed flow swirl augmentor for turbofan engine |
| DE3606286A1 (de) * | 1985-03-04 | 1986-09-04 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Verfahren und einrichtung zum steuern des kuehlmittelstroemungsflusses in einer nachbrennerauskleidung |
| FR2610994B1 (fr) * | 1987-02-13 | 1993-06-11 | Gen Electric | Moteur a turbine a gaz avec dispositif de postcombustion et injecteur de dilution a section variable |
| FR2626044A1 (fr) * | 1988-01-14 | 1989-07-21 | Snecma | Melangeur de flux a section variable avec stabilisateur de rechauffe integre pour turboreacteur double flux |
-
1989
- 1989-02-08 DE DE8915860U patent/DE8915860U1/de not_active Expired - Lifetime
- 1989-02-08 DE DE3903713A patent/DE3903713A1/de not_active Withdrawn
-
1990
- 1990-01-25 FR FR9000861A patent/FR2642793A1/fr active Pending
- 1990-02-08 GB GB9002858A patent/GB2231092A/en not_active Withdrawn
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1923150A1 (de) * | 1968-05-08 | 1970-01-15 | Man Turbo Gmbh | Zweistromturbinenstrahltriebwerk |
| US3587973A (en) * | 1969-06-18 | 1971-06-28 | Gen Electric | Propulsion nozzles with improved sound suppression |
| US3625009A (en) * | 1970-06-05 | 1971-12-07 | Boeing Co | Multi-tube noise suppressor providing thrust augmentation |
| FR2210719A1 (fr) * | 1972-12-18 | 1974-07-12 | Secr Defence | |
| FR2313566A1 (fr) * | 1975-06-02 | 1976-12-31 | Gen Electric | Moteur a turbine a gaz a cycle variable |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1991018199A1 (fr) * | 1990-05-17 | 1991-11-28 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Moteur a turbine a gaz a cycle variable pour avions supersoniques |
| GB2259955A (en) * | 1990-05-17 | 1993-03-31 | Secr Defence | Variable cycle gas turbine engine for supersonic aircraft |
| WO1993022552A1 (fr) * | 1990-11-02 | 1993-11-11 | United Technologies Corporation | Appareil et procede de suppression du bruit dans un groupe motopropulseur de turbine a gaz |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3903713A1 (de) | 1990-08-09 |
| GB2231092A (en) | 1990-11-07 |
| GB9002858D0 (en) | 1990-04-04 |
| DE8915860U1 (de) | 1991-12-05 |
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