FR2785643A1 - Tuyere d'ejection de turboreacteur a dispositif de discretion - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une tuyère d'éjection de turboréacteur comprenant un dispositif de discrétion. Ce dispositif de discrétion comporte un bulbe (6) maintenu dans le canal d'éjection (3) par des bras de liaison (10) et dont le profil est adapté au profil du canal d'éjection. Le bulbe (6) se termine en aval par un goulot. Le bulbe (6) est refroidi par un fluide de refroidissement introduit par des bras de liaison (10) et s'évacuant par le goulot et par des orifices pariétaux ménagés dans la paroi du bulbe (6) en aval du maître couple (8).

Description

L'invention concerne une tuyère d'éjection de turboréacteur comportant un canal pour l'éjection des gaz chauds, et un dispositif de discrétion.
L'un des objectifs majeurs dans le domaine de l'aviation militaire est de disposer d'aéronefs dont la discrétion soit la meilleure possible, tant sur le plan de la signature infra-rouge (S. I. R.) que pour la surface équivalente radar (S. E. R.). Ces qualités conditionnent la réussite de la mission de l'avion de combat sur un théâtre opérationnel.
Les nécessités de discrétion concernent tous les modes de visée et de détection qui peuvent tre employés.
L'invention se rapporte plus particulièrement à la discrétion de l'avion et de son moteur dans les secteurs de visibilité arrière. Elle a, en particulier, pour but de réduire la contribution des parties internes du moteur à la signature infra-rouge de l'ensemble, en les masquant par un volume maintenu à un niveau réduit de température.
L'invention atteint son but par le fait que le dispositif de discrétion comporte un corps creux, en forme de bulbe, maintenu à l'intérieur du canal d'éjection par des bras de liaison, ledit corps creux ayant un profil aérodynamique qui est adapté au profil dudit canal d'éjection et se terminant en aval par un goulot, et par le fait que le corps creux est refroidi par un air de refroidissement introduit par les bras de liaison et évacué dans le jet de gaz chauds par des orifices pariétaux ménagés dans ledit corps creux et par le goulot.
Avantageusement, les orifices pariétaux sont disposés, dans le sens axial de la tuyère, entre le maître couple du corps creux et l'extrémité aval du goulot.
De préférence, le corps creux présente en amont du maître couple le profil d'un dôme sensiblement hémisphérique.
Lorsque la tuyère est axisymétrique, le corps creux présente en aval du maître couple un profil ayant une section circulaire qui décroît de l'amont vers l'aval.
Lorsque la tuyère est bidimensionnelle, le corps creux présente en aval du maître couple un profil dont la section, de l'amont vers l'aval, s'aplatit dans une première direction et s'élargit dans une deuxième direction perpendiculaire à la première direction, cette deuxième direction correspondant à la direction de la dimension la plus large de ladite tuyère.
Grâce à cette disposition, le corps creux en forme de bulbe peut, selon les formes choisies, masquer partiellement ou complètement les composantes internes du moteur lorsqu'on observe ce dernier de l'arrière.
L'air de refroidissement peut tre prélevé à l'extérieur du moteur, par exemple dans la manche d'entrée d'air du moteur, ou à l'extérieur de l'avion grâce à l'utilisation d'écopes.
Il est aussi possible d'envisager une alimentation par de l'air comprimé. Ce débit d'air comprimé peut tre prélevé au niveau du générateur de gaz du moteur. L'air de refroidissement pourrait tre remplacé par tout autre fluide caloporteur.
Les sections des orifices pariétaux et de l'orifice de sortie de goulot étant invariables, la valeur des débits de fluide de refroidissement sont dosés par le système de régulation du moteur en fonction des paramètres thermodynamiques de la phase de vol correspondante.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
la figure 1 montre une tuyère conforme à l'invention en coupe, selon un plan vertical passant par l'axe de la tuyère, cette tuyère pouvant tre axisymétrique ou ;
la figure 2 est une représentation schématique, vue de dessus, d'une tuyère bidimensionnelle conforme à l'invention ;
la figure 3 est une vue en perspective, partiellement arrachée d'une tuyère axisymétrique ;
la figure 4 est une vue en perspective d'une tuyère bidimensionnelle équipée d'un corps creux bidimensionnel ; et
la figure 5 est une vue en perspective d'une tuyère bidimensionnelle équipée d'un corps creux tridimensionnel.
Le dessin montre une tuyère d'éjection 1 de turboréacteur d'axe 2, qui comporte un canal d'éjection 3, cylindrique dans sa partie amont 3a, et légèrement convergente dans sa partie aval 3b, dans lequel circule un flux F de gaz chauds issus de la turbine ou de la chambre de post combustion. Dans le cas où la tuyère 1 est axisymétrique, la partie aval 3b du canal d'éjection 3 est de révolution autour de l'axe 2. Dans le cas où la tuyère 1 est bidimensionnelle, la section de la sortie 4 du canal d'éjection est rectangulaire comme cela est montré sur les figures 3 et 4.
Un cache 5 convergent, de révolution ou bidimensionnel, selon le type de tuyère, est prévu en aval de la sortie 4 du canal d'éjection 3.
Un corps creux 6, en forme de bulbe, est prévu à l'intérieur du canal, dans la partie convergente 3b de ce dernier. Ce corps creux 6 est centré sur l'axe 2 de la tuyère 1, et son profil est adapté au profil du canal d'éjection 3, c'est-à-dire que si la tuyère 1 est du type axisymétrique, le corps creux 6 est de révolution autour de l'axe 2, et que si la tuyère 1 est du type bidimensionnel, le corps creux est soit bidimensionnel, comme représenté sur la figure 4, soit tridimensionnel, comme représenté sur la figure 5.
Dans tous les cas, le corps creux 6 présente un profil aérodynamique, afin de permettre l'écoulement es gaz chauds dans l'espace annulaire 7 délimité par le corps creux 6 et le canal d'éjection 3 sans pertes de charges excessives.
Dans le cas où le corps creux 6 est du type axisymétrique ou tridimensionnel, il présente en amont du maître couple 8, un profil en forme de dôme 9 faisant face au flux F de gaz chauds délivrés par le générateur de gaz du moteur. Dans le cas d'un corps creux 6 de type bidimensionnel, le profil en forme de dôme est remplacé par un profil aérodynamique globalement semi-cylindrique.
Le corps creux 6 est maintenu dans le canal d'éjection par des bras de liaison 10 ancrés sur le carter de la tuyère, non représenté sur les dessins.
Le profil 11 du corps creux 6 en aval du maître couple 8 présente une section qui décroît de l'amont vers l'aval, et se termine en aval par un goulot 12 dont l'embouchure 13 se trouve dans le plan de la sortie 4 du canal d'éjection 3.
Dans le cas d'une tuyère axisymétrique, le profil 11 a une section circulaire entre le maître couple 8 et la sortie 4, ainsi que cela est visible sur la figure 3.
Dans le cas d'une tuyère bidimensionnelle, le profil 11 a une section qui s'aplatit de l'amont vers l'aval dans la direction verticale, ainsi que cela est montré sur les figures 1,4 et 5, et qui s'élargit de l'amont vers l'aval dans la direction horizontale, ainsi que cela est visible sur les figures 2,4 et 5. Dans ce cas, l'embouchure 13 du goulot 12 s'étend diamétralement dans la sortie 4 du canal d'éjection.
La paroi du corps creux 6, présente entre le maître couple 8 et 1'embouchure 13 une pluralité d'orifices pariétaux 14 destinés à l'évacuation d'un fluide de réfrigération introduit à l'intérieur du corps creux par des canaux prévus dans les bras de liaison 10. Du fluide de refroidissement s'évacue également par l'embouchure 13 du goulot 12.
Ce fluide de refroidissement est normalement de l'air prélevé à l'extérieur ou dans la manche d'entrée d'air du moteur ou dans le compresseur, ou tout autre fluide caloporteur.
La disposition du corps creux 6 à l'intérieur du canal d'éjection 3 permet de réduire la signature infra-rouge, grâce au masquage des éléments chauds du moteur, et au refroidissement de ce corps creux 6.
Les pertes de performances dues aux prélèvements d'air sont réduites du fait de la réintroduction de l'air prélevé dans le flux de gaz chauds éjectés.

Claims (5)

  1. REVENDICATIONS 1. Tuyère d'éjection de turboréacteur comportant un canal (3) pour l'éjection des gaz chauds, et un dispositif de discrétion, caractérisée par le fait que le dispositif de discrétion comporte un corps creux (6), en forme de bulbe, maintenu à l'intérieur du canal d'éjection (3) par des bras de liaison (10), ledit corps (6) ayant un profil aérodynamique qui est adapté au profil dudit canal d'éjection (3) et se terminant en aval par un goulot (12), et par le fait que le corps creux (6) est refroidi par un fluide de refroidissement introduit par les bras de liaison (10) et évacué dans le jet de gaz chauds par les orifices pariétaux (14) ménagés dans ledit corps creux (6) et par le goulot (12).
  2. 2. Tuyère selon la revendication 1, caractérisée par le fait que les orifices pariétaux (14) sont disposés dans le sens axial de la tuyère entre le maître couple (8) du corps creux (6) et l'extrémité aval du goulot (12).
  3. 3. Tuyère selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée par le fait que le corps creux (6) présente en amont du maître couple (8) le profil d'un dôme (9) sensiblement hémisphérique.
  4. 4. Tuyère du type axisymétrique selon la revendication 3, caractérisée par le fait que le corps creux (6) présente en aval du maître couple (8) un profil (11) ayant une section circulaire qui décroît de l'amont vers l'aval.
  5. 5. Tuyère du type bidimensionnel selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée par le fait que le corps creux (6) présente en aval du maître couple (8) un profil (11) dont la section, de l'amont vers l'aval, s'aplatit dans une première direction et s'élargit dans une deuxième direction perpendiculaire à la première direction, cette deuxième direction correspondant à la direction de la dimension transversale la plus large de ladite tuyère.
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2000074831A1 (fr) * 1999-06-09 2000-12-14 Aeroflo (Proprietary) Limited Procede et dispositif permettant de melanger des gaz
WO2008143556A1 (fr) * 2007-05-22 2008-11-27 Volvo Aero Corporation Agencement de masquage pour moteur à turbine à gaz
EP2711506A1 (fr) * 2012-09-21 2014-03-26 Bell Helicopter Textron Inc. Système d'échappement supprimant les infra-rouges

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3693880A (en) * 1970-11-02 1972-09-26 Us Navy Infrared suppressor means
US3970252A (en) * 1967-09-28 1976-07-20 General Motors Corporation Cooled exhaust duct
US4004416A (en) * 1970-03-16 1977-01-25 United Technologies Corporation Infra-red suppressor for use with turbo-shaft engine
US4044555A (en) * 1958-09-30 1977-08-30 Hayes International Corporation Rear section of jet power plant installations
US4214441A (en) * 1978-09-12 1980-07-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Infrared suppressor device

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4044555A (en) * 1958-09-30 1977-08-30 Hayes International Corporation Rear section of jet power plant installations
US3970252A (en) * 1967-09-28 1976-07-20 General Motors Corporation Cooled exhaust duct
US4004416A (en) * 1970-03-16 1977-01-25 United Technologies Corporation Infra-red suppressor for use with turbo-shaft engine
US3693880A (en) * 1970-11-02 1972-09-26 Us Navy Infrared suppressor means
US4214441A (en) * 1978-09-12 1980-07-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Infrared suppressor device

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2000074831A1 (fr) * 1999-06-09 2000-12-14 Aeroflo (Proprietary) Limited Procede et dispositif permettant de melanger des gaz
WO2008143556A1 (fr) * 2007-05-22 2008-11-27 Volvo Aero Corporation Agencement de masquage pour moteur à turbine à gaz
EP2711506A1 (fr) * 2012-09-21 2014-03-26 Bell Helicopter Textron Inc. Système d'échappement supprimant les infra-rouges
US9334060B2 (en) 2012-09-21 2016-05-10 Bell Helicopter Textron Inc. Infrared suppressing exhaust system

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