FR2571433A1 - Fuseau sous pression pour moteurs a turbine a gaz a espace actif controle - Google Patents
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Abstract
L'INVENTION CONCERNE UN FUSEAU SOUS PRESSION POUR MOTEURS A TURBINE A GAZ A ESPACE ACTIF CONTROLE. LA PRESSION REGNANT A L'INTERIEUR DU FUSEAU 46 DANS LEQUEL EST DECHARGE DE L'AIR DE CONTROLE D'ESPACE ACTIF, ATTEINT, DANS DES CONDITIONS DE VOL DE CROISIERE EN ALTITUDE, UN NIVEAU DE L'ORDRE DE 0,07 A 0,175KGCM AU-DELA DE LA PRESSION DE L'ATMOSPHERE AMBIANTE. LE FLUX DECHARGE DU FUSEAU EST DIRIGE A TRAVERS UNE TUYERE DE PURGE 58 ORIENTEE VERS L'ARRIERE A DES FINS DE RECUPERATION DE POUSSEE. L'INVENTION EST UTILISEE POUR AMELIORER LA CONSOMMATION SPECIFIQUE DE CARBURANT VIS-A-VIS DE LA POUSSEE D'UN MOTEUR A TURBINE A GAZ EQUIPE D'UN SYSTEME DE CONTROLE D'ESPACE ACTIF.
Description
Fuseau sous pression pour moteurs à turbine à gaz
à espace actif contrôlé.
La présente invention concerne des moteurs à turbine à gaz d'avions et, plus particulièrement, l'utilisation ultérieure de l'air de ventilation
du fuseau.
Les concepts de l'invention ont été mis au
point pour une utilisation avec de gros turboréac-
teurs à double flux appartenant à la classe dévelop-
pant une poussée de 9.060 à 27.180 kg, mais ils sont
plus largement applicables à d'autres moteurs égale-
ment. Les moteurs à turbine à gaz du type auquel s'appliquent les concepts de la présente invention, sont montés sur un avion à l'intérieur d'un carénage
aérodynamique que l'on appelle fuseau. Le fuseau re-
couvre les éléments du moteur qui sont montés en de-
hors du carter de ce dernier, principalement dans le but de réduire la traînée aérodynamique qui, dans
d'autres conditions, serait engendrée par ces élé-
ments, ainsi que pour protéger ces derniers. Le fu-
seau est ventilé en vue d'empêcher un échauffement excessif des éléments qu'il renferme, ainsi que pour éviter l'accumulation de gaz volatils à l'intérieur du fuseau dans l'éventualité peu probable de fuites
à partir du collecteur de carburant.
Historiquement, les écoulements d'air en direction du fuseau proviennent de trois sources principales: l'air destiné au refroidissement des
éléments constitutifs et qui est ultérieurement dé-
chargé dans le fuseau, l'air passant dans la partie centrale du moteur à la suite de fuites inévitables en travers des brides du carter du moteur et dans le fuseau, ainsi que l'air du conduit de ventilateur
s'échappant dans le fuseau via les joints d'étanchéi-
té de porte de ce dernier à l'extrémité d'amont du
fuseau. Dans la plupart des installations, le fu-
seau est naturellement purgé de cet air via des in-
terstices ménagés dans le carénage du fuseau à l'ex-
trémité d'aval de ce dernier. Antérieurement, on a accordé peu d'attention à la pression réelle de l'air circulant à travers le fuseau aussi longtemps que le
débit de cet air était suffisant pour ventiler conve-
nablement ce dernier.
Dans les moteurs à turbine à gaz d'avions
commerciaux récents tels que le modèle "JT9D-7R4" fa-
briqué par la "Pratt & Whitney Aircraft Division of United Technologies Corporation", on a incorporé des systèmes de contrôle d'espace libre agissant sur un large secteur du moteur en vue de faire concorder étroitement la dilatation thermique des éléments du
stator avec celle des éléments du rotor. Principale-
ment, de l'air de refroidissement ou d'échauffement est projeté sur la surface extérieure du carter du moteur dans le secteur à contrôler. On obtient ainsi
la contraction ou la dilatation souhaitée. Les bre-
vets des Etats-Unis d'Amérique N 4.069.662. accordé aux noms de Redinger et al. et intitulé "Clearance Control for Gas Turbine Engine"; 4.019.320 accordé aux noms de Redinger et al. et intitulé "External Gas Turbine Engine Cooling for Clearance Control"; et
4.279.123 accordé aux noms de Griffin et al. et inti-
tulé "External Gas Turbine Engine Cooling for Clearance Control" sont représentatifs des concepts
utilisés dans les systèmes du type externe.
Ces systèmes de contrôle d'espace actif de type externe utilisent l'air de refroidissement sous basse pression acheminé du courant de ventilateur du moteur au collecteur entourant la zone du carter à
refroidir. L'air de refroidissement canalisé est dé-
chargé du collecteur et dirigé de telle sorte qu'il vienne heurter directement le carter du moteur là o c'est possible. Il en résulte un refroidissement
combiné du carter du moteur par impact etaconvection.
Les modèles équipés de ces systèmes ont jusqu'à pré- sent nécessité la présence de contre-pressions très
faibles à l'intérieur du fuseau afin que le flux dé-
chargé du collecteur puisse être accéléré à la vi-
tesse la plus élevée possible pour assurer un refroi-
dissement par impact efficace du carter. Des contre-
pressions de l'ordre de 0,035 kg/cm2 au-delà de-la
pression ambiante à laquelle le fuseau est ventilé,-
ont été obtenues à l'intervention d'espaces libres judicieusement dimensionnés ménagés dans le carénage du fuseau à l'extrémité d'aval de ce dernier. Des débits de l'ordre de 1,359 à 1,812 kg par seconde à travers le fuseau sont spécifiques et des surfaces
d'écoulement de fuite de l'ordre de 645 cm2 sont né-
cessaires pour maintenir la faible contre-pression dé-
sirée à l'intérieur du fuseau..
Bien qu'il ait été admis que l'utilisation constructive de l'air du fuseau pourrait comprendre une décharge vers l'arrière dans le but de récupérer une partie de l'énergie des gaz du milieu de travail, la dimension requise jusqu'à présent de la tuyère orientée pourrait être susceptible d'exercer un effet
préjudiciable sur les caractéristiques de l'écoule-
ment d'air au travers ou autour du moteur. En outre, il faut s'attendre à ce que le gain de poussée obtenu en déchargeant l'écoulement du fuseau dans lequel est
créée la faible contre-pression requise jusqu'à pré-
sent, soit assez réduit.
En conséquence, la présente invention cherche
à mettre au point de nouvelles techniques pour l'utili-
sation de cet air de ventilation du fuseau dans une approche considérant le système de mise en service du
moteur dans son ensemble.
Suivant la présente invention, le fuseau
d'un groupe propulseur d'avion, dans lequel est déchar-
gé de l'air de contrôle d'espace actif dans des con- ditions de vol de croisière en altitude, est mis en service à un niveau de pression de I'ordre de 0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression de l'atmosphère ambiante régnant à l'extérieur du groupe propulseur, tandis qu'il est purgé via une tuyère de purge
de fuseau dirigée vers l'arrière.
Suivant une forme de réalisation détaillée de l'invention, la tuyère dirigée vers l'arrière est une ouverture essentiellement annulaire s'étendant autour de la périphérie du fuseau. Dans une autre forme de réalisation détaillée, la tuyère du groupe propulseur d'un turboréacteur à double flux qui est dirigée vers l'arrière, est disposée sur une partie
du périmètre de la section de ventilateur.
Les caractéristiques principales de la pré-
sente invention sont le fuseau mis sous pression et la tuyère de purge dirigée vers l'arrière. En
dépit du fait que l'air de refroidissement pour le con-
trole de l'espace actif est déchargé dans le fuseau mis sous pression, la pression régnant à l'intérieur de ce dernier dans des conditions de vol de croisière en altitude est maintenue à un niveau de l'ordre de
0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression de l'atmos-
phère dans laquelle le flux du fuseau est déchargé.
Dans une forme de réalisation détaillée, le flux
d'échappement provenant du fuseau est canalisé en tra-
vers du courant de ventilateur du moteur et déchargé dans i'atmosphère ambiante régnant en dehors de la section de ventilateur du moteur. Dans une autre
forme de réalisation détaillée, la. tuyère d'échappe-
*ment s'étend circonférentiellement autour de la péri-
phérie du fuseau. La section de l'orifice de déchar-
ge du fuseau est dimensionnée pour établir,.dans ce dernier, une pression de 0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression ambiante dans des conditions de vol
de croisière en altitude.
Un avantage principal de la présente inven-
tion réside dans une poussée accrue du moteur, compa-
rativement à celle obtenue, à un débit de carburant correspondant, dans des conditions de mise en service d'un fuseau non mis sous pression. La consommation spécifique de carburant vis-à-vis de la poussée est
réduite et l'on obtient un fonctionnement plus écono-
mique du moteur. Des améliorations sont obtenues
avec le fuseau mis sous pression moyennant l'équili-
bre optimalisé entre l'accroissement de poussée ré-
sultant de la décharge dirigée du flux et la réduc-
tion de poussée résultant d'une perte d'efficacité de refroidissement du carter. La perte d'efficacité
de refroidissement à des pressions de fuseau plus éle-
vées est plus que compensée par la composante de pous-
sée supplémentaire.
Les caractéristiques et avantages précités de la présente invention apparaîtront plus clairement
à la lecture de la description-détaillée ci-après du
meilleur mode de mise en oeuvre de l'invention, donnée en se référant aux dessins annexés dans lesquels:
la figure 1 est une vue en perspective sim-
plifiée d'un groupe propulseur à turbine à gaz, des parties du carénage dufuseau étant enlevées pour faire apparaître l'intérieur de ce dernier; la figure 2 est une illustration de la tuyère de purge de fuseau disposée au périmètre de la section de ventilateur; les figures 3A et 3B sont des illustrations d'autres formes de réalisation de tuyères de purge de fuseaux disposées circonférentiellement autour du périmètre de la partie arrière du carénage du fuseau; la figure 4 est un diagramme illustrant la
réduction de la capacité de refroidissement du sys-
tème de contrôle d'espace actif en fonction de l'ac-
croissement de la contre-pression à l'intérieur du compartiment central; et la figure 5 est un diagramme illustrant le changement survenant dans la consommation spécifique de carburant vis-à-vis-de la poussée en fonction de
la pression du fuseau.
La présente invention vise à améliorer le rendement d'ensemble d'un moteur à turbine à gaz dans des conditions de vol de croisière en altitude (10.640 mètres/Mach 0,8) et elle est décrite en se référant à la forme de réalisation du turboréacteur
à double flux d'un groupe propulseur d'avion illus-
tré en figure 1. Le moteur est constitué principale-
ment d'une section de ventilateur 12 et d'une section
centrale 14. La section centrale est en outre subdi-
visée en un compresseur 16, une chambre de combustion 18 et une turbine 20. Le flux 22 approchant l'entrée 24 du moteur est divisé en un courant central 26 et un courant de ventilateur 28. Le courant central est
dirigé à travers le compresseur, la chambre de com-
bustion et la turbine, puis il est évacué du moteur
par une tuyère centrale 30. Le courant de ventila-
teur est dirigé en travers d'une ou plusieurs rangées 32 d'ailettes de ventilateur et il est évacué par une
tuyère de ventilateur 34. Le carter de moteur 36 cir-
conscrit le compresseur 16, la chambre de combustion 18 et la turbine 20. Des accessoires de moteur tels
qu'un système d'allumage 38 et une commande électroni-
que de carburant 40, sont montés en dehors du carter du moteur et sont enfermés dans un carénage ou un capotage de fuseau 44. Le capotage de fuseau est réalisé avec un profil lisse offrant une résistance minimale à la circulation du courant de ventilateur et il définit, avec le carter de moteur 36, un fuseau 46. Les accessoires tels que le syst me d'allumage et la commande de carburant sont, dans de nombreux
cas, refroidis par l'air qui est déchargé ultérieure-
ment dans le fuseau précité.
Un carter de ventilateur 48 circonscrit les
ailettes de la section de ventilateur 12. Une struc-
ture 50 s'étend vers l'amont à partir du carter de ventilateur pour former l'entrée 24, tandis qu'une structure 52 s'étend vers l'aval à partir du carter de ventilateur en vue de former, conjointement avec
le capotage de fuseau 44, la tuyère de ventilateur 34.
Le moteur illustré est du type à contrôle
d'espace actif et il comporte un ou plusieurs collec-
teurs d'air de refroidissement 54 disposéscirconféren-
tiellement autour du carter de moteur. Bien que l'on représente uniquement des collecteurs disposés autour de la turbine 20 du moteur, ces collecteurs peuvent
également être disposés autour du compresseur 16.
L'air de refroidissement est acheminé aux collecteurs, par exemple, au départ d'un orifice 56 pratiqué dans le capotage de fuseau 44 en amont de la tuyère de ventilateur 34. L'air ainsi acheminé est dirigé en travers d'orifices pratiqués dans les collecteurs et orientés vers l'intérieur, ainsi que contre le carter de moteur dans des conditions de vol de croisière afin de réduire la température du carter de moteur et, par la même occasion, le diamètre des joints d'étanchéité intérieurs supportés par le carter. Le fait de réduire le diamètre des joints d'étanchéité supportés par le carter dans des conditions de vol de croisière permet d'adapter plus étroitement ces joints au diamètre des joints d'étanchéité opposés du rotor dans ces conditions opératoires. La réduction des fuites en travers des joints d'étanchéité a pour
effet d'améliorer le rendement du moteur.
Au cours d'un fonctionnement du groupe pro-
pulseur décrit ci-dessus dans des conditions de vol de croisière en altitude (10.640 mètres/Mach 0,8), d'importantes quantités d'air de refroidissement sont
déchargées dans le fuseau et doivent en être évacuées.
Outre l'air de refroidissement, l'air s'échappant en-
tre les brides de carters de moteur adjacents, ainsi que l'air s'échappant entre les bords d'aboutement du capotage de fuseau vers l'intérieur de la section de
ventilateur doivent également être évacués du fuseau.
Pour de gros moteurs tels que le turboréacteur à dou-
ble flux "JT9D-7R4", les débits de purge avec mise en service du système de contrôle d'espace actif sont de l'ordre de 1,359 à 1,812 kg par seconde lors d'un vol de croisière en altitude. L'évacuation dans au moins un groupe propulseur utilisant ce moteur est obtenue en canalisant le flux à décharger en travers du courant de ventilateur 28 et, de là, vers l'arrière dans l'atmosphère ambiante via une tuyère de purge 58 dirigée vers l'arrière et disposée au périmètre de la
section de ventilateur 12. Le fuseau est mis en ser-
vice à un niveau de pression de 0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression de l'atmosphère ambiante et, par conséquent, la pression différentielle en travers de la tytère de purge dirigée vers l'arrière atteint
ce niveau.
La tuyère de purge 58 dirigée vers l'arrière et située au périmètre de la section de ventilateur
est illustrée plus en détail dans la vue en perspecti-
ve de la figure 2. D'autres types de tuyères sont illustrés en figure 3A, en un point médian 60 de la longueur du capotage de fuseau 44 et en figure 3B, à l'extrémité 62 du capotage de fuseau 44 à proximité de la tuyère d'échappement centrale 30. La présente invention reconnaît non seulement l'avantage supplémentaire que constitue une décharge
de ce flux dans une direction donnant lieu à un accrois-
sement de poussée du moteur, mais également la poussée totale optimalisée devant être obtenue en maintenant
le fuseau dans des conditions de mise sous pression.
La pression de fuseau optimalisée pour un dé-
bit donné est sélectionnée en tenant compte de deux
facteurs: l'accroissement de poussée du moteur résul-
tant du flux de purge dirigé vers l'arrière, ainsi que la réduction de poussée du moteur résultant d'une efficacité moindre du système de contrôle d'espace actif. Par exemple, l'efficacité de refroidissement d'un système de contrôle d'espace actif en fonction de la contre-pression de décharge (pression'de fuseau)
pour un moteur tel que le modèle "JT9D-7R4, est illus-
trée dans le diagramme de la figure 4. A mesure qu'aug-
mente la contre-pression à laquelle a lieu la décharge du collecteur de contrôle d'espace actif, l'efficacité du refroidissement (mesurée en termes de capacité de
dissipation de la chaleur du carter du moteur) diminue.
Ce phénomène est dû en grande partie à la réduction
des vitesses de décharge à mesure que diminue la pres-
sion différentielle en travers du collecteur. La capa-
cité de refroidissement pour un groupe propulseur du
type "JT9D-7R4" sans fuseau mis sous pression est re-
présentée par un taux de base de 80. Les réductions de
capacité de refroidissement sont mesurées par un pour-
centage du taux de base pour des pressions de fuseau
croissantes, mais à une pression d'alimentation cons-
tante, et elles sont indiquées le long de la courbe 82.
Les réductions initiales de l'efficacité de refroidis-
sement sont faibles; les réductions ultérieures ayant
lieu à mesure que la contre-pression de fuseau se rap-
proche de la pression d'alimentation sont importantes. Dans l'intervalle de pressions de fuseau indiqué en 84, soit 0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression 86 de l'atmosphère ambiante, les réductions de capacité de refroidissement sont seulement de l'ordre de 30% ou
moins.
Il a été établi que l'amélioration obtenue dans l'efficacité du carburant grâce à l'utilisation
d'un système de contrôle d'espace actif avec les mo-
dèles de moteurs "JT9D-7R4" représentait une réduction
de l'ordre de 1% de la consommation spécifique de car-
burant vis-à-vis de la poussée. Les réductions surve-
nant dans cet effet bénéfique sont illustrées par la courbe 90 en figure 5 en fonction de contre-pressions
de fuseau croissantes. A une contre-pression de fu-
seau approchant la pression d'alimentation, cette amé-
lioration de 1% est rendue sans effet.
En figure 5, on représente également, par
une courbe 92, la réduction de la consommation spéci-
fique de carburant vis-à-vis de la poussée résultant
de la décharge du flux de purge du fuseau vers l'ar-
rière. La décharge du flux équivalent à une pression
différentielle plus élevée résultant de l'accroisse-
ment des pressions de fuseau indiquées donne lieu à
une réduction de la consommation spécifique de carbu-
rant vis-à-vis de la poussée. La courbe 94 est le résultat du relevé de la consommation spécifique de carburant vis-à-vis de la poussée nette, obtenue avec les effets combinés représentés par les courbes 90
et 92. Comme on peut le constater, les valeurs opti-
males de réduction de la consommation spécifique de carburant vis-à-vis de la poussée sont obtenues à une pression de fuseau se situant entre 0, 315 et 0,42 kg/cm2 absolu, soit 0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression
de l'atmosphère ambiante.
En conséquence, moyennant l'incorporation des concepts de la présente invention, on peut faire fonctionner des moteurs à turbine à gaz avec des efficacités de carburant accrues comparativement à
celles obtenues jusqu'à présent dans des moteurs compa-
rables.
Bien qu'elle ne soit pas directement en rap-
port avec la poussée du moteur, la mise en service du
fuseau à un niveau de pression plus élevé offre l'avan-
tage supplémentaire de permettre l'utilisation d'une
tuyère de purge à profil plus bas. La section trans-
versale de la tuyère de purge conçue pour une pres-
sion de fuseau de 0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression de l'atmosphère ambiante est sensiblement inférieure à celle d'une tuyère de purge conçue pour
une pression de fuseau de l'ordre de 0,035 kg/cm2 au-
delà de la pression ambiante. En outre, le poids est réduit et les effets aérodynamiques préjudiciables qu'exerce la tuyère de plus grande dimension sur le
courant environnant, sont atténués.
Bien que l'invention ait été illustrée et décrite en se référant à des formes de réalisation détaillées, l'homme de métier comprendra que diverses modificat-ions peuvent y être apportées tant dans sa
forme que dans ses détails, sans se départir de l'es-
prit et du cadre des revendications ci-après.
Claims (4)
1. Procédé de mise en service d'un groupe propulseur installé sur un avion et du type à espace actif contrôlé comprenant un moteur à turbine-à gaz logé dans un fuseau (46) et un collecteur d'air de refroidissement (54) s'étendant autour de ce moteur, ce procédé comprenant les étapes qui consistent à: laisser pénétrer de l'air de refroidissement de
contrôle d'espace actif dans le fuseau (46) et déchar-
ger cet air contre le moteur;
maintenir la pression-d'air à l'intérieur du fu-
seau (46) dans des conditions de vol de croisière en altitude à un niveau de l'ordre de 0,07 à 0,175 kg/cm2
au-delà de la pression de l'air se trouvant à l'exté-
rieur du groupe propulseur; et décharger l'air du fuseau (46) vers l'arrière
par rapport à l'avion sur lequel est installé le grou-
pe propulseur
2. Procédé selon la'revendication 1, caractérisé en ce que le groupe propulseur est du type comportant une section de ventilateur annulaire (12) à son extrémité avant, l'étape de déchargement de l'air du fuseau (46) consistant également à diriger cet air vers un point situé au périmètre de la section de
ventilateur (12) et, de là, vers l'arrière.
3. Procédé selon la revendication 2,
caractérisé en ce que l'air déchargé est dirigé à tra-
vers une tuyère de purge (58) qui est dimensionnée en
fonction du volume d'air introduit, de façon à mainte-
nir le niveau de pression précité dans le fuseau (46)
lors d'un vol de croisière en altitude.
4. Avion du type comportant un moteur à turbine à gaz logé à l'intérieur d'un fuseau (46) sur
cet avion, caractérisé par le perfectionnement com-
prenant: un carter de moteur (36); un moyen (54) prévu à l'intérieur du fuseau (46) pour décharger de l'air de refroidissement contre le carter de moteur (36) dans des conditions de vol de croisière en altitude en vue de réduire le diamètre du carter (36); et un moyen destiné à régler la pression d'air-à l'intérieur du fuseau, ce moyen comprenant une tuyère de purge de fuseau (58) à travers laquelle l'air peut s'écouler du fuseau (46) et qui est dimensionnée pour
maintenir l'air à l'intérieur de ce dernier à un ni-
veau de pression de 0,07 à 0,175 kg/cm2 au-delà de la pression de l'air se trouvant à l'extérieur de l'avion dans des conditions de vol de croisière en altitude, cette tuyère (58) étant orientée de façon à décharger l'air du fuseau vers l'arrière par rapport à l'avion
dans lequel le moteur est installé.
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- 1984-10-09 DE DE19843437076 patent/DE3437076A1/de not_active Ceased
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