FR3122720A1 - Cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur intégrant un système d'injection d'air et de carburant - Google Patents
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Abstract
Un cône de diffusion (33) pour partie arrière de turboréacteur comprend une paroi annulaire (46) convergeant dans une direction allant d’une base (50) vers un côté opposé et délimitant un espace interne (48) ouvert du côté de la base (50), une paroi transversale d’extrémité aval (64) fermant l’espace interne (48) du côté opposé à la base (50), et un système d’injection d’air et de carburant (70) débouchant au travers de la paroi transversale d’extrémité aval (64) et comprenant une douille centrale (72), configurée pour recevoir un injecteur de carburant (74) et débouchant dans un espace de prémélange (76), et une vrille d’air centrale (78) débouchant dans l’espace de prémélange. En fonctionnement, le mélange d’air et de carburant issu du système d’injection permet de stabiliser la flamme dans le cœur d’un canal de postcombustion, et, de manière générale, d’améliorer la carburation dans cette zone. Figure pour l’abrégé : Figure 3
Description
La présente invention se rapporte au domaine des turboréacteurs destinés à la propulsion des aéronefs, et comprenant un canal de postcombustion. Elle concerne plus particulièrement un cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur, une partie arrière de turboréacteur comprenant un tel cône de diffusion, et un turboréacteur comprenant cette dernière.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Des turboréacteurs de type connu, notamment ceux destinés au vol supersonique, comprennent dans leur partie arrière, également dénommée arrière-corps, un canal de postcombustion, également dénommé « canal de réchauffe », dans lequel le flux de gaz issu de la turbine peut subir une nouvelle combustion grâce à l’oxygène restant en son sein, avant de se détendre dans une tuyère d’éjection.
Ce canal est délimité intérieurement par un cône de sortie de turbine, appelé cône de diffusion, dont la forme convergeant vers l’aval permet d’accroître progressivement la section d’écoulement des gaz en sortie de turbine et donc de ralentir ledit écoulement.
Outre sa fonction de conformation interne du canal, le cône de diffusion a généralement pour fonction additionnelle de limiter des phénomènes vibratoires nuisibles connus sous le nom de « screech » dans la terminologie anglo-saxonne, au moyen de séries de trous débouchants ou non, dits « trous anti-screech », pratiqués dans la partie aval du cône de diffusion et/ou au moyen d’un ou plusieurs caissons anti-vibrations, dits « caissons anti-screech », rapportés sur la surface interne du cône de diffusion.
Des dispositifs d’injection de carburant en forme de bras sont en général agencés à l’entrée du canal de combustion, par exemple autour du cône de diffusion, pour diffuser du carburant vers l’aval en direction d’un dispositif accroche-flammes destiné à stabiliser la flamme au sein du canal de post-combustion.
Un tel dispositif accroche-flammes comprend typiquement une rangée annulaire de bras accroche-flammes s’étendant radialement, destinés à favoriser une propagation radiale de la flamme le long de chacun des bras, et un anneau accroche-flammes reliant ces derniers deux-à-deux pour favoriser une propagation circonférentielle de la flamme, de bras en bras.
Un tel dispositif présente une aptitude limitée à carburer le cœur du canal de postcombustion et donc à permettre une combustion satisfaisante dans cette zone lors du fonctionnement de la postcombustion, ce qui se traduit dans certains cas par un profil thermique en sortie de tuyère présentant un creux en son centre, pouvant nuire à la poussée du turboréacteur.
Dans ce contexte, il existe un besoin pour une partie arrière de turboréacteur améliorée.
L’invention propose à cet effet un cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur comprenant :
- une paroi annulaire, de forme convergeant dans une direction allant d’une base du cône de diffusion vers un côté opposé du cône de diffusion, et délimitant un espace interne du cône de diffusion ouvert du côté de la base ; et
- une paroi transversale d’extrémité aval fermant l’espace interne du cône de diffusion du côté opposé à la base.
Le cône de diffusion comprend en outre un système d’injection d’air et de carburant débouchant au travers de la paroi transversale d’extrémité aval et comprenant au moins :
- une douille centrale, configurée pour recevoir un injecteur de carburant, et débouchant dans un espace de prémélange délimité par le système d’injection ; et
- une vrille d’air centrale débouchant dans l’espace de prémélange.
En fonctionnement au sein d’une partie arrière de turboréacteur, le mélange d’air et de carburant issu du système d’injection d’un tel cône de diffusion permet de stabiliser la flamme dans le cœur du canal de postcombustion, et, de manière générale, de remédier au problème de déficit de carburation dans cette zone.
Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le dispositif de liaison présente une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- la vrille d’air centrale présente une entrée d’air débouchant dans l’espace interne du cône de diffusion ;
- le système d’injection comprend en outre une vrille d’air périphérique agencée autour de la vrille d’air centrale et de l’espace de prémélange ;
- la vrille d’air périphérique présente une entrée d’air débouchant dans l’espace interne du cône de diffusion ;
- comportant en outre des passages d’air présentant chacun une entrée d’air débouchant au travers de la paroi annulaire du cône de diffusion et une sortie d’air débouchant dans une entrée d’air de la vrille d’air périphérique ;
- au moins l’un des passages d’air comporte une entrée d’air auxiliaire configurée pour mettre en communication l’espace interne du cône de diffusion avec une région du passage d’air distante de l’entrée d’air du passage d’air, et pour dévier de l’air issu de l’espace interne en direction de la vrille d’air périphérique, au sein du passage d’air ;
- chacun des passages d’air est de forme tubulaire et les entrées d’air respectives des passages d’air sont des orifices à bords arrondis formés dans la paroi annulaire du cône de diffusion.
L’invention concerne également une partie arrière de turboréacteur, comprenant un canal de postcombustion, un cône de diffusion du type décrit ci-dessus délimitant intérieurement ledit canal, et une canalisation de carburant présentant, à une extrémité, un injecteur de carburant monté dans la douille centrale du système d’injection de carburant pour injecter du carburant dans l’espace de prémélange.
De préférence, la partie arrière de turboréacteur comprend en outre un carter arrière de turbine comprenant une paroi externe de carter, de forme annulaire, une paroi externe de moyeu, de forme annulaire, et des bras agencés en amont du canal de postcombustion et reliant la paroi externe de carter à la paroi externe de moyeu.
De préférence, la canalisation de carburant chemine au sein de l’un des bras du carter arrière de turbine.
L’invention concerne également un turboréacteur pour aéronef, comprenant un cône de diffusion du type décrit ci-dessus ou une partie arrière du type décrit ci-dessus.
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 :
Dans l’ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
La illustre un turboréacteur 10, par exemple à double corps et à double flux, destiné par exemple 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 (parfois dénommée direction azimutale ou ortho-radiale) est en tout point une direction orthogonale à la direction radiale R et à l’axe longitudinal 11. 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 24, et une tuyère 26 à géométrie variable, par exemple de type convergente-divergente. En sortie de la turbine basse pression 22 se trouve un carter arrière 27, parfois dénommé TRF d’après la terminologie anglo-saxonne « Turbine Rear Frame », comprenant une paroi externe de carter de forme annulaire, un moyeu, et des bras structuraux reliant la paroi externe de carter au moyeu. En aval du carter arrière 27 se trouve un carter de canal de postcombustion 28 entourant le canal de postcombustion 24. De plus, une virole de séparation de flux 30, couramment dénommée « confluence », s’étend vers l’aval dans le prolongement de la paroi externe de carter du carter arrière 27, à l’intérieur du carter 28, concentriquement à ce dernier, de manière à délimiter extérieurement l’entrée du canal de postcombustion 24 et à délimiter, avec le carter 28, un espace annulaire 32. Ces organes du turboréacteur sont tous centrés selon l’axe longitudinal 11 de celui-ci.
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 14 jusqu’à une extrémité aval de la virole de séparation de flux 30, et qui inclut donc l’espace annulaire 32 précité.
Enfin, un cône de diffusion 33 s’étend vers l’aval dans le prolongement du moyeu du carter arrière 27, de manière à délimiter intérieurement l’entrée du canal de postcombustion 24.
Ainsi, en fonctionnement, de l’air F1 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 PF et en un flux secondaire F3 qui circule dans la veine secondaire SF. 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.
Les gaz de combustion constituant le flux primaire F2 en sortie de la turbine, et le flux secondaire F3, se mélangent au sein du canal de postcombustion 24 à partir de l’extrémité aval de la virole de séparation de flux 30, et constituent ainsi un flux de gaz d’échappement F4 qui poursuit sa circulation dans le canal de postcombustion 24 puis s’échappe du turboréacteur 10 au travers de la sortie délimitée par la tuyère 26.
En régime de fonctionnement avec postcombustion, par exemple pour propulser un aéronef à des vitesses supersoniques, du carburant est injecté dans le flux de gaz au sein du canal de postcombustion 24, et le mélange ainsi constitué est enflammé au sein de ce canal afin de générer un surcroît de poussée.
À cet effet, des dispositifs d’injection de carburant 34 en forme générale de bras sont agencés à l’entrée du canal de postcombustion 24 pour injecter du carburant vers l’aval en direction d’un dispositif accroche-flammes 36 destiné à favoriser la stabilisation des flammes.
La illustre à plus grande échelle la partie arrière d’un tel turboréacteur, dans une configuration connue. Cette figure montre en particulier le dispositif accroche-flammes 36, qui comprend une rangée annulaire de bras accroche-flammes 38 s’étendant radialement par rapport l’axe longitudinal 11 du turboréacteur, et un anneau accroche-flammes 42 centré sur l’axe 11 et reliant deux-à-deux les bras accroche-flammes 38. Pour des raisons de clarté, les dispositifs d’injection de carburant 34 visibles sur la ne sont pas représentés sur la ni sur les figures 3 et 4.
Les bras accroche-flammes 38 sont destinés à favoriser une propagation radiale de la flamme le long de chacun des bras, tandis que l’anneau accroche-flammes 42 est destiné à favoriser une propagation circonférentielle de la flamme, de bras en bras. Dans l’exemple illustré sur la , l’anneau accroche-flammes 42 est agencé à l’extrémité aval de l’espace annulaire 32 formant l’extrémité aval de la veine secondaire SF. Dans d’autres configurations connues, l’anneau accroche-flammes 42 est agencé à l’intérieur de la virole de séparation de flux 30.
Les bras accroche-flammes 38 comprennent en général des moyens pour faire circuler en leur sein de l’air relativement frais, issu de la veine secondaire SF, afin d’assurer la protection thermique des bras accroche-flammes. Ces bras comprennent par exemple chacun un dispositif de protection thermique 39 apte à canaliser l’air frais issu de la veine secondaire. Dans certains cas, tels que l’exemple illustré, les bras accroche-flammes 38 comprennent en outre des moyens d’injection de carburant 41.
L’anneau accroche-flammes 42 présente une section concave en direction de l’aval, globalement en C ou en V, définissant ainsi deux branches 42A, 42B raccordées l’une à l’autre du côté amont, et présentant à l’aval des extrémités libres qui favorisent, en fonctionnement, l’apparition de zones de recirculation du flux de gaz, contribuant à la stabilisation de la flamme. L’anneau accroche-flammes 42 comporte en général également des moyens pour faire circuler en son sein de l’air frais issu de la veine secondaire SF, et dans certains cas, tels que l’exemple illustré, des moyens d’injection de carburant 43. L’anneau accroche-flammes 42 comporte typiquement un écran de protection thermique 45 agencé entre les branches 42A et 42B pour canaliser l’air frais issu de la veine secondaire et protéger ainsi l’anneau 42 du côté aval vis-à-vis des gaz chauds environnants et du rayonnement thermique de la flamme.
En ce qui concerne le cône de diffusion 33, ce dernier est principalement constitué d’une paroi annulaire 46 de forme convergeant vers l’aval délimitant un espace interne 48 du cône de diffusion, et présente à son extrémité amont une base 50, par exemple formée d’une bride annulaire 52, fixée sur une virole d’extrémité aval 54 du carter arrière 27, laquelle virole 54 s’étend radialement vers l'intérieur à partir d’une extrémité aval d’une paroi externe de moyeu 56, de forme annulaire, délimitant extérieurement le moyeu 27B du carter arrière 27. L’espace interne 48 est en général ouvert du côté de la base 50 pour permettre l’admission d’air frais au sein dudit espace. Du côté aval, le cône de diffusion 33 présente un sommet tronqué définissant un bord de fuite annulaire 58.
Outre sa fonction consistant à conformer intérieurement l’entrée du canal de postcombustion 24 dans le prolongement de la veine primaire PF de manière à accroître progressivement la section d’écoulement des gaz issus de la turbine, le cône de diffusion 33 est en outre destiné à limiter des phénomènes vibratoires nuisibles connus sous le nom de « screech », qui concernent des résonances à haute fréquence favorisées par la post-combustion. Pour limiter de tels phénomènes, le cône de diffusion 33 est par exemple pourvu de trous 60 débouchants ou non, dits « trous anti-screech », pratiqués dans la partie aval de la paroi annulaire du cône de diffusion, et au moyen d’un caisson 62, dit « caisson anti-screech », rapporté sur une surface interne du cône de diffusion 33, par exemple sur la surface interne d’une paroi transversale d’extrémité aval 64 du cône de diffusion 33, destinée à fermer le sommet tronqué du cône de diffusion et au-delà de laquelle le bord de fuite annulaire 58 est formé en saillie vers l’aval et radialement vers l'intérieur. La paroi transversale d’extrémité aval 64 est typiquement également pourvue de trous anti-screech 60 en regard de la paroi constituant le caisson anti-screech 62.
Le cône de diffusion est en général ventilé au moyen d’un flux d’air, correspondant aux flèches 66 de la , prélevé dans la veine secondaire SF et circulant radialement vers l'intérieur au sein de cavités prévues à cet effet dans les bras 67 reliant la paroi externe de carter 27A au moyeu 27B du carter arrière 27, puis au sein dudit moyeu 27B. Après avoir atteint l’espace interne 48 du cône de diffusion, un tel flux d’air est par exemple évacué au travers de tout ou partie des trous anti-screech 60, et permet ainsi de contribuer au mélange de l’air frais issu de la veine secondaire SF avec les gaz de combustion issus de la turbine.
Cela ne fait bien entendu pas obstacle à ce qu’une autre partie du flux d’air prélevé dans la veine secondaire soit évacuée dans la veine primaire PF au travers d’ouvertures 68 ménagées dans les bras 67 du carter arrière 27. De plus, une partie du flux d’air 66 issu des bras du carter arrière 27 peut être utilisée pour refroidir des composants du turboréacteur tels qu’un ou plusieurs paliers.
Toutefois, il est en général souhaitable d’améliorer la carburation de la flamme au cœur 24A du canal de postcombustion 24.
À cet effet, en référence aux figures 3 et 3A, un cône de diffusion 33 selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention comprend en outre un système d’injection d’air et de carburant 70 débouchant au travers de la paroi transversale d’extrémité aval 64, en étant préférentiellement centré sur l’axe longitudinal 11 du turboréacteur. Ce système d’injection peut être d’un type comparable à certains systèmes d’injection équipant les chambres de combustion dans les turboréacteurs.
Ainsi, le système d’injection 70 comprend une douille centrale 72, configurée pour recevoir un injecteur de carburant 74, et débouchant dans un espace de prémélange 76 délimité par le système d’injection. L’injecteur de carburant 74 se termine typiquement par une buse 77 pour diffuser du carburant sous la forme d’un jet évasé.
Le système d’injection 70 comprend en outre une vrille d’air centrale 78 présentant une entrée débouchant dans l’espace interne 48 du cône de diffusion, et une sortie débouchant dans l’espace de prémélange 76, pour injecter un flux d’air tourbillonnant central dans l’espace de prémélange 76 et permettre ainsi un prémélange de ce flux d’air avec du carburant issu de l’injecteur de carburant 74. Une telle vrille d’air, dénommée « swirler » dans la terminologie anglo-saxonne, comprend typiquement une rangée annulaire de canaux séparés les uns des autres par des ailettes inclinées de manière à conférer un caractère tourbillonnant au flux d’air traversant la vrille d’air.
Le système d’injection 70 comprend par exemple une paroi convergente-divergente 80, couramment dénommée « venturi », délimitant extérieurement l’espace de prémélange 76 immédiatement en aval de la sortie de la vrille d’air centrale 78, et une paroi 82 évasée vers l’aval, délimitant extérieurement l’espace de prémélange 76 en aval de la paroi convergente-divergente 80.
Dans l’exemple illustré, le système d’injection 70 comprend en outre une vrille d’air périphérique 84 agencée autour de la vrille d’air centrale 78 et de l’espace de prémélange 76, et présentant une entrée débouchant dans l’espace interne 48 du cône de diffusion, et une sortie débouchant au travers de la paroi transversale d’extrémité aval 64 du cône de diffusion, pour injecter un flux d’air tourbillonnant périphérique au travers de ladite sortie. La sortie de la vrille d’air périphérique 84 est par exemple délimitée extérieurement par un bol 86, c'est-à-dire une paroi évasée vers l’aval, pourvu d’une collerette 88 de protection thermique. À titre d’exemple, des orifices de passage d’air 90 formés dans la paroi transversale d’extrémité aval 64 en regard de la collerette 88 permettent un refroidissement de cette dernière.
La vrille d’air périphérique 84 est par exemple formée d’un seul tenant avec la paroi transversale d’extrémité aval 64, cette dernière étant par exemple rapportée par boulonnage sur une bride annulaire 92 formée à l’extrémité aval de la paroi annulaire 46 du cône de diffusion. Le bord de fuite 58 du cône de diffusion est par exemple formé d’un seul tenant avec la paroi transversale d’extrémité aval 64.
Par ailleurs, l’injecteur de carburant 74 est par exemple constitué par l’extrémité libre d’une canalisation de carburant 94 cheminant depuis l’intérieur d’un bras 67 du carter arrière 27 jusque dans l’espace interne 48 du cône de diffusion en passant par le moyeu du carter arrière 27 délimité extérieurement par la paroi externe de moyeu 56.
Une telle canalisation de carburant 94 peut bien entendu être formée de plusieurs segments assemblés bout-à-bout, pour faciliter les opérations de montage, de démontage, et de maintenance du turboréacteur.
Du fait de l’agencement du système d’injection 70 au centre de la paroi transversale d’extrémité aval 64, cette dernière ne comporte pas de caisson anti-screech tel que le caisson 62 visible sur la . En revanche, le cône de diffusion 33 comprend une paroi de caisson 96 rapportée sur une surface intérieure de la paroi annulaire 46 de manière à constituer avec cette dernière un caisson anti-screech 62, de forme annulaire.
En fonctionnement, une partie de l’air 66 issu de la veine secondaire SF, et ayant atteint l’espace interne 48 du cône de diffusion, pénètre dans la vrille d’air centrale 78 par l’entrée de cette dernière, et forme en sortie de celle-ci un flux d’air tourbillonnant central qui se mélange au sein de l’espace de prémélange 76 avec un jet de carburant issu de l’injecteur de carburant 74. Le mélange tourbillonnant d’air et de carburant ainsi constitué est injecté dans le cœur 24A du canal de postcombustion.
Le cas échéant, une autre partie de l’air 66 issu de la veine secondaire SF, et ayant atteint l’espace interne 48 du cône de diffusion, pénètre dans la vrille d’air périphérique 84 par l’entrée de cette dernière, et forme en sortie de celle-ci un flux d’air tourbillonnant périphérique qui est lui aussi injecté dans le cœur 24A du canal de postcombustion et s’y mélange avec le mélange tourbillonnant d’air et carburant issu de l’espace de prémélange 76.
Le mélange d’air et de carburant issu du système d’injection 70 permet de stabiliser la flamme dans le cœur 24A du canal de postcombustion, et, de manière générale, de remédier au problème de déficit de carburation dans cette zone. Il est à noter que l’initiation d’une telle flamme se fait par ailleurs de manière conventionnelle, par exemple au niveau d’un ou plusieurs des bras accroche-flammes 38 et/ou au niveau de l’anneau accroche-flammes 42, et la propagation de cette flamme s’effectue de manière conventionnelle au moyen de ces dispositifs.
Moyennant un débit et une vitesse de circulation appropriés de l’air au travers de la vrille d’air centrale 78 et, le cas échéant, de la vrille d’air périphérique 84, le caractère tourbillonnant du mélange d’air et de carburant permet de générer une zone de recirculation dans le sillage du système d’injection 70. Le dimensionnement de ces paramètres de débit et vitesse se fait de manière analogue à ce qui se fait dans le cadre des systèmes d’injection des chambres de combustion, et relève donc des connaissances de l’homme du métier.
La illustre un cône de diffusion 33 selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, qui se différencie du cône de diffusion de la du fait que l’entrée d’air de la vrille d’air périphérique 84 est raccordée à des passages d’air 100 (dont l’un est visible sur la ) débouchant au travers de la paroi annulaire 46 du cône de diffusion.
Dans l’exemple illustré, les passages d’air 100 sont définis par des tubes orientés selon une direction inclinée vers l’axe longitudinal 11 en direction de l’aval.
Il faut comprendre que chaque passage d’air 100 présente ainsi une sortie d’air raccordée à un canal d’air correspondant de la vrille d’air périphérique 84.
L’entrée d’air 102 de chaque passage d’air 100 au travers de la paroi annulaire 46 du cône de diffusion présente ainsi un axe incliné vers l’axe longitudinal 11 du turboréacteur en direction de l’aval, ce qui permet de faciliter le prélèvement d’air du flux primaire F2 par le passage d’air 100. Dans le même but, chaque entrée d’air 102 est un orifice formé dans la paroi annulaire 46 et délimité par des bords 104 arrondis de manière à raccorder progressivement la paroi annulaire 46 au passage d’air 100 correspondant en évitant la présence d’angles saillants.
Dans certains cas, il est souhaitable d’accroître le débit d’air en entrée de la vrille d’air périphérique 84. À cet effet, chacun des passages d’air 100 comporte avantageusement une entrée d’air auxiliaire 106 mettant en communication l’espace interne 48 du cône de diffusion avec une région 108 du passage d’air 100 distante de l’entrée d’air 102 du passage d’air.
L’entrée d’air auxiliaire 106 est délimitée par une cheminée 110 s’étendant en saillie vers l’intérieur du passage d’air 100 et incurvée dans une direction allant de l’entrée d’air du passage d’air 100 vers l’entrée d’air de la vrille d’air périphérique 84.
En fonctionnement, du fait de pressions d’air généralement supérieures au sein de l’espace interne 48 du cône de diffusion par comparaison avec le flux primaire F2 circulant autour du cône de diffusion, de l’air présent dans l’espace interne 48 pénètre dans les passages d’air 100 par les entrées d’air auxiliaires 106 en étant guidé par les cheminées 110. La circulation de l’air ainsi dévié par les cheminées 110 favorise l’aspiration, par effet venturi, de gaz issu du flux primaire par les entrées 102 des passages d’air 100.
Dans d’autres modes de réalisation, le système d’injection d’air et de carburant peut en outre comporter un dispositif d’injection de carburant additionnel, de type multipoint ou analogue, configuré pour injecter du carburant autour de l’espace de prémélange 76, par exemple dans un espace de prémélange périphérique agencé autour de l’espace de prémélange 76 et dans lequel débouche la vrille d’air périphérique 84. Un tel dispositif d’injection de carburant additionnel peut être conçu pour fonctionner de manière synchronisée ou désynchronisée avec l’injecteur 74 alimentant l’espace de prémélange 76.
Claims (10)
- Cône de diffusion (33) pour partie arrière de turboréacteur, comprenant :
- une paroi annulaire (46), de forme convergeant dans une direction allant d’une base (50) du cône de diffusion vers un côté opposé du cône de diffusion, et délimitant un espace interne (48) du cône de diffusion ouvert du côté de la base (50) ; et
- une paroi transversale d’extrémité aval (64) fermant l’espace interne (48) du cône de diffusion du côté opposé à la base (50),
- une douille centrale (72), configurée pour recevoir un injecteur de carburant (74), et débouchant dans un espace de prémélange (76) délimité par le système d’injection ; et
- une vrille d’air centrale (78) débouchant dans l’espace de prémélange (76).
- Cône de diffusion selon la revendication 1, dans lequel la vrille d’air centrale (78) présente une entrée d’air débouchant dans l’espace interne (48) du cône de diffusion.
- Cône de diffusion selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le système d’injection comprend en outre une vrille d’air périphérique (84) agencée autour de la vrille d’air centrale (78) et de l’espace de prémélange (76).
- Cône de diffusion selon la revendication 3, dans lequel la vrille d’air périphérique (84) présente une entrée d’air débouchant dans l’espace interne (48) du cône de diffusion.
- Cône de diffusion selon la revendication 3, comportant en outre des passages d’air (100) présentant chacun une entrée d’air (102) débouchant au travers de la paroi annulaire (46) du cône de diffusion et une sortie d’air débouchant dans une entrée d’air de la vrille d’air périphérique (84).
- Cône de diffusion selon la revendication 5, dans lequel au moins l’un des passages d’air (100) comporte une entrée d’air auxiliaire (106) configurée pour mettre en communication l’espace interne (48) du cône de diffusion avec une région (108) du passage d’air distante de l’entrée d’air (102) du passage d’air, et pour dévier de l’air issu de l’espace interne (48) en direction de la vrille d’air périphérique (84), au sein du passage d’air (100).
- Cône de diffusion selon la revendication 5 ou 6, dans lequel chacun des passages d’air (100) est de forme tubulaire et les entrées d’air (102) respectives des passages d’air sont des orifices à bords (104) arrondis formés dans la paroi annulaire (46) du cône de diffusion.
- Partie arrière de turboréacteur, comprenant un canal de postcombustion (24), un cône de diffusion (33) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7 délimitant intérieurement ledit canal, et une canalisation de carburant (94) présentant, à une extrémité, un injecteur de carburant (74) monté dans la douille centrale (72) du système d’injection de carburant (70) pour injecter du carburant dans l’espace de prémélange (76).
- Partie arrière de turboréacteur selon la revendication 8,
comprenant en outre un carter arrière de turbine (27) comprenant une paroi externe de carter (27A), de forme annulaire, une paroi externe de moyeu (56), de forme annulaire, et des bras (67) agencés en amont du canal de postcombustion (24) et reliant la paroi externe de carter (27A) à la paroi externe de moyeu (56), et
dans laquelle la canalisation de carburant (94) chemine au sein de l’un des bras (67) du carter arrière de turbine (27). - Turboréacteur pour aéronef, comprenant un cône de diffusion (33) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7 ou une partie arrière selon l'une quelconque des revendications 8 à 9.
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|---|---|---|---|
| FR2104630A FR3122720B1 (fr) | 2021-05-04 | 2021-05-04 | Cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur intégrant un système d'injection d'air et de carburant |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2104630A FR3122720B1 (fr) | 2021-05-04 | 2021-05-04 | Cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur intégrant un système d'injection d'air et de carburant |
| FR2104630 | 2021-05-04 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3122720A1 true FR3122720A1 (fr) | 2022-11-11 |
| FR3122720B1 FR3122720B1 (fr) | 2024-05-03 |
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ID=78649330
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2104630A Active FR3122720B1 (fr) | 2021-05-04 | 2021-05-04 | Cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur intégrant un système d'injection d'air et de carburant |
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|---|---|
| FR (1) | FR3122720B1 (fr) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1085458A (fr) * | 1953-06-27 | 1955-02-02 | Snecma | Perfectionnements apportés aux dispositifs de combustion |
| US2867085A (en) * | 1955-03-03 | 1959-01-06 | Michael S Saboe | Afterburner design, vaporizing type |
| US2929203A (en) * | 1956-08-31 | 1960-03-22 | Westinghouse Electric Corp | Afterburning bypass aviation turbojet engine |
| GB906865A (en) * | 1958-06-18 | 1962-09-26 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in or relating to combustion equipment |
| US3946552A (en) * | 1973-09-10 | 1976-03-30 | General Electric Company | Fuel injection apparatus |
-
2021
- 2021-05-04 FR FR2104630A patent/FR3122720B1/fr active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1085458A (fr) * | 1953-06-27 | 1955-02-02 | Snecma | Perfectionnements apportés aux dispositifs de combustion |
| US2867085A (en) * | 1955-03-03 | 1959-01-06 | Michael S Saboe | Afterburner design, vaporizing type |
| US2929203A (en) * | 1956-08-31 | 1960-03-22 | Westinghouse Electric Corp | Afterburning bypass aviation turbojet engine |
| GB906865A (en) * | 1958-06-18 | 1962-09-26 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in or relating to combustion equipment |
| US3946552A (en) * | 1973-09-10 | 1976-03-30 | General Electric Company | Fuel injection apparatus |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3122720B1 (fr) | 2024-05-03 |
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