Source: https://patents.google.com/patent/FR2709342A1/en
Timestamp: 2018-07-20 17:28:31+00:00
Document Index: 72433425

Matched Legal Cases: ['art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11', 'art 11']

FR2709342A1 - Turbojet post-combustion device - Google Patents
Turbojet post-combustion device Download PDF
FR2709342A1
FR2709342A1 FR9310220A FR9310220A FR2709342A1 FR 2709342 A1 FR2709342 A1 FR 2709342A1 FR 9310220 A FR9310220 A FR 9310220A FR 9310220 A FR9310220 A FR 9310220A FR 2709342 A1 FR2709342 A1 FR 2709342A1
FR9310220A
FR2709342B1 (en )
Capelle Jean-Yves
Cot Fabrice
Desaulty Michel
Laverdant Alain
The invention relates to a post-combustion device comprising radial flame-holder arms (11), each bounded by two secant external plates. According to the invention, each of the two external plates includes a downstream edge which has teeth (39-40) extending over at least a part of its length (L11A). One application is the production of a turbojet having a stable post-combustion. <IMAGE>
On connaît déjà, par exemple par la demande de brevet français N0 92 il 859, un dispositif de post-combustion pour turboréacteur à double flux comprenant une turbine à gaz à aubages et au moins deux parois annulaires ayant un axe de sensible révolution commun, la deuxième de ces parois étant radialement écartée de la première desdites parois et étant située entre la première paroi et ledit axe, les deux parois étant en outre disposées en aval des aubages de turbine à gaz par rapport au sens axial d'écoulement des gaz à travers lesdits aubages et délimitant entre elles un premier passage d'écoulement d'un comburant possédant une première température, cependant que, d'une part, la deuxième paroi coopère à délimiter un deuxième passage pour l'écoulement des gaz de combustion s 'échappant desdits aubages et possédant une deuxième température supérieure à ladite première température, ce deuxième passage étant séparé du premier passage par la deux are already known, for example from French patent application N0 92 it 859, a post-combustion device for turbofan engine comprising a gas turbine blades and at least two annular walls having an axis of sensitive common revolution, second of these walls being radially spaced from the first of said walls and being located between the first wall and said axis, the two walls being further disposed downstream of the gas turbine blades with respect to the axial direction of flow of gases through said blades and defining therebetween a first flow path of an oxidant having a first temperature, while on the one hand, the second wall cooperating to define a second passage for flow of the combustion gases s escaping said blades and having a second temperature higher than said first temperature, said second passage being separated from the first passage through the two ième paroi, d'autre part, la zone de post-combustion étant délimitée par un prolongement de la première paroi situé en aval des deuxdits passages, des bras accroche-flammes 5 'étendent dans des plans radiaux par rapport audit axe, au moins à l'intérieur du deuxième passage, et sont conformés chacun en un dièdre, délimité par deux plaques externes ayant une arête commune, et, ayant une section externe en V dont la pointe est orientée vers l'amont par rapport au sens axial général d'écoulement desdits gaz de combustion. th wall, on the other hand, the post-combustion zone being delimited by an extension of the first wall situated downstream of the said two passages, flameholder arms 5 extend in radial planes from said axis, at least inside the second passage, and are formed each in a dihedron, bounded by two external plates having a common edge, and having an outer V-section whose tip is oriented upstream with respect to the axial overall direction of flowing said flue gas.
Dans un tel dispositif de post-combustion, les bras accroche-flammes, radiaux, sont soumis à des gradients de températures importants, ce qui est défavorable à la longévité desdits bras. In such a post-combustion apparatus, the flame holder arms, radial, are subject to significant temperature gradients, which is detrimental to the longevity of said arms. Il a également été constaté que, sans précaution particulière, la combustion restait encore instable, et qu'en outre le rendement de cette combustion restait imparfait. It was also found that, without special precautions, the burning was still unstable, and further that the performance of this combustion remained imperfect.
L'invention entend remédier à ces divers inconvénients en définissant de nouvelles caractéristiques desdits bras accroche-flammes, destinées à réduire l'instabilité de la combustion, à améliorer le rendement de cette combustion et, en réduisant les gradients de températures auxquelles sont exposés les bras, à accroître leur longévité. The invention seeks to remedy those various drawbacks by defining new characteristics of said flame holder arm, to reduce the instability of combustion, to improve the performance of this combustion, reducing temperature gradients which are exposed arms to increase their longevity.
A cet effet, selon l'invention, chacune des deux plaques externes comporte une lisière aval, qui présente une dentelure s'étendant au moins sur une partie de sa longueur. To this end, according to the invention, each of the two outer plates has a downstream edge which has an indentation extending at least over part of its length.
Cette dentelure s'étend donc, soit sensiblement sur la moitié de la longueur de la partie de la lisière contenue dans le deuxième passage, à partir de la deuxième paroi, soit sur la totalité de la longueur de Ia partie de la lisière contenue dans le deuxième passage. This indentation extends therefore, is substantially half the length of the portion of the edge contained in the second pass, from the second wall or on the entire length of Ia part of the edge contained in the second passage.
Les avantageuses dispositions suivantes sont en outre de préférence adoptées: The following advantageous arrangements are also preferably adopted:
- la dentelure comprend une succession de découpes de la plaque externe, qui débouchent dans la lisière et qui sont séparées l'une de la suivante par une partie pleine de la lisière; - the serration comprises a succession of blanks of the outer plate, which open into the edge and which are separated one from the next by a solid portion of the edge;
- la largeur d'une partie pleine, séparant deux découpes qui lui sont adjacentes, est sensiblement égale à la largeur de la partie découpée de la lisière correspondant à chaque découpe; - the width of a solid part separating two recesses adjacent thereto, is substantially equal to the width of the cutout portion of the edge for each cutting;
- ladite largeur est comprise entre 1/30 et 1/50 de la longueur de la partie de la lisière contenue dans le deuxième passage; - said width is between 1/30 and 1/50 of the length of the portion of the edge contained in the second passage;
- chaque découpe est conformée en un demi-disque creux, circulaire; - each blank is shaped as a hollow half-disc, circular;
- une partie de chaque bras accroche-flammes s'étend entre les première et deuxième parois, à l'intérieur du premier passage, et comporte un évidement de réception et de fixation d'un anneau d'injection de carburant coaxial audit axe; - a portion of each flameholder arm extends between the first and second walls, within the first passage, and has a recess for receiving and fixing a coaxial fuel injection to said ring axis;
- chaque bras accroche-flammes est fixé sur la première paroi; - each flameholder arm is fixed to the first wall;
- ce dispositif comporte une troisième paroi annulaire ayant un axe de révolution constitué par ledit axe, et, disposée entre cet axe et la deuxième paroi, le deuxième passage étant délimité entre lesdites deuxième et troisième parois. - the device comprises a third annular wall having an axis of revolution formed by said axis and disposed between said axis and the second wall, the second passage being defined between said second and third walls.
Les avantages principaux d'un dispositif de post-combustion conforme à l'invention réside effectivement dans une amélioration de la stabilité de la postcombustion et/ou du rendement de cette post-combustion, ainsi que de la longévité des bras accroche-flammes. The main advantages of an afterburner according to the invention actually lies in improving the stability of the afterburner and / or performance of the afterburner, and the longevity of the flame-holder arm.
L'invention sera mieux comprise, et des caractéristiques secondaires et leurs avantages apparaîtront au cours de la description de réalisation donnée cidessous à titre d'exemple. The invention will be better understood and secondary characteristics and advantages will become apparent from the description of embodiment given below as an example.
il est entendu que la description et les dessins ne sont donnés qu'à titre indicatif et non limitatif. it is understood that the description and drawings are only indicative and not limiting.
n sera fait référence aux dessins annexés, dans lesquels: No reference is made to the accompanying drawings, wherein:
- la figure 1 est une coupe axiale partielle d'un turboréacteur à double flux comportant un dispositif de post-combustion conforme à l'invention. - Figure 1 is a partial axial section of a turbofan engine having an afterburner device according to the invention.
- la figure 2 est une vue d'un bras conforme à une première variante de réalisation de l'invention, vu d'aval vers l'amont, suivant la flèche F de la figure 3; - Figure 2 is a view of an arm according to a first embodiment of the invention, seen from downstream to upstream, along the arrow F of Figure 3;
- la figure 3 est une coupe suivant III-E de la figure 2; - Figure 3 is a section along III-E of FIG 2;
- les figures 4 et 5 sont des coupes suivant IV-1V et VV, respectivement, de la figure 3; - Figures 4 and 5 are sections along IV-1V and VV, respectively, of Figure 3; et, and,
- la figure 6 est une coupe analogue à celle de la figure 3, d'un bras conforme à une deuxième variante de réalisation de l'invention. - Figure 6 is a section similar to that of Figure 3, of an arm according to a second embodiment of the invention.
Le turboréacteur à double flux et post-combustion, représenté partiellement sur la figure 1, comprend: The turbofan engine and afterburner, shown partially in Figure 1, comprises:
- une chambre de combustion 1, annulaire, de révolution d'axe 2; - a combustion chamber 1, annular, of revolution with axis 2;
- deux aubages 3, 4 de rotors 53, 54 de turbine à gaz montés rotatifs autour de l'axe 2, traversés, suivant un sens général d'écoulement D, parallèle à l'axe 2, par les gaz de combustion s'échappant de la chambre de combustion 1, - two blades 3, 4 of the rotors 53, 54 gas turbine rotatably mounted about the axis 2, through, according to a general flow direction D, parallel to the axis 2, by the combustion gas escaping of the combustion chamber 1,
- des première 6, deuxième 7 et troisième 8 parois annulaires, de révolution d'axe 2, qui sont écartées radialement de l'axe 2 et se succèdent radialement à partir de l'axe 2 dans l'ordre suivant de la troisième 8, puis de la deuxième 7, et enfin de la première paroi 6; - first 6, second 7 and August 3rd annular walls, about the axis 2, which are spaced radially from the axis 2 and successive radially from the axis 2 in the following order of the third 8, then the second 7, and finally the first wall 6;
- un premier passage 9, compris entre les première 6 et deuxième parois 7, dans lequel circule, parallèlement au sens d'écoulement D, du comburant préalablement comprimé, provenant d'une turbosoufflante située en amont; - a first passage 9, including between the first 6 and second walls 7, in which circulates parallel to the direction of flow D, the previously compressed oxidant from a turbocharger upstream; et, and,
- un deuxième passage 10, compris entre les deuxième 7 et troisième parois 8, recevant la totalité des gaz de combustion traversant les aubages 3, 4; - a second passage 10, between the second 7 and third walls 8, receiving all of the combustion gases through the blades 3, 4;
- des bras 11, qui s'étendent à l'intérieur des premier 9 et deuxième passages 10, en étant fixés, par des vis 12 sur la première paroi 6, étant en outre orientés légèrement en oblique par rapport à un plan perpendiculaire à l'axe 2, de leurs extrémités 13 fixés sur la première paroi 6 et située en amont, vers les autres extrémités 14, située en aval et adjacente à la troisième paroi 8; - the arms 11, which extend within the first 9 and second passages 10, being fixed by screws 12 on the first wall 6, further being oriented slightly obliquely with respect to a plane perpendicular to axis 2, their ends 13 attached to the first wall 6 and situated upstream, to the other ends 14, located downstream and adjacent the third wall 8; ces bras 11 sont en outre angulairement régulièrement espacés les uns des autres, et s'étendent sensiblement chacun dans un plan radial contenant l'axe 2; these arms 11 are further angularly evenly spaced from one another and each extend substantially in a radial plane containing the axis 2;
- des conduits de carburant 31, qui sont fixés sur la première paroi 6, et s'étendent radialement, à partir de cette paroi, à l'intérieur des premier (9) et deuxième (10) passages, en étant reliés à des rampes 51 d'alimentation en carburant, et comprenant plusieurs trous traversant 52, qui débouchent, dans le deuxième passage 10, parallèlement à l'axe 2, vers l'aval, et constituent autant d'orifices d'injection du carburant, les axes desdits conduits 31 étant contenus dans un même plan transversal P31 perpendiculaire à l'axe 2, disposé entre les aubages 4 les plus proches des bras Il et lesdits bras 11. - fuel lines 31, which are fixed to the first wall 6, and radially extending from this wall, inside the first (9) and second (10) passages, being connected to ramps 51 fuel supply and comprising a plurality of through holes 52, which open in the second passage 10, parallel to the axis 2, downstream, and are all injection ports of the fuel, the axes of said conduits 31 being contained in the same transverse plane P31 perpendicular to axis 2, between the blades 4 disposed closest to the arm and said arm 11 It.
1l est nécessaire, pour que les bras 11 remplissent correctement la fonction principale qui sera exposée ci-après, qu'ils s'étendent au moins à l'intérieur du deuxième passage 10. Dans le cas présent, une partie 11A s'étend effectivement à l'intérieur du deuxième passage 10, et, une partie 11B s'étend à l'intérieur du premier passage 9. Dans cette partie 11B, un évidement 15 du bras est ménagé pour recevoir et fixer un anneau 16 contenant une rampe 17 d'injection de carburant, reliée par un conduit 18 à une alimentation en carburant 19. 1l is necessary, so that the arm 11 correctly fulfill the main function will be described below, that they extend at least inside the second passage 10. In this case, a part 11A extends effectively inside the second passage 10, and a part 11B extends within the first passage 9. in this part 11B, a recess 15 of arm is provided for receiving and securing a ring 16 containing a ramp 17 d fuel injection, connected by a conduit 18 to a fuel supply 19.
il convient d'observer que si les deuxième 7 et troisième parois 8 sont limitées axialement par les bras 11, la première paroi externe 6, s'étend au-delà des bras 11 et définit une enceinte de post-combustion 20. Par ailleurs, les températures des fluides circulant dans les premier et deuxième passages sont très différentes: celle, T1, du comburant comprimé, généralement de l'air, contenu dans le premier passage 9 est de l'ordre de la centaine de degrés C., alors que celle T2 des gaz de combustion contenus dans le deuxième passage 10 est de l'ordre du millier de degrés C.. Par ailleurs, le deuxième passage 10 pourrait, en variante, s 'étendre jusqu'à l'axe 2; it should be noted that when the second 7 and third walls 8 are limited axially by the arm 11, the first outer wall 6 extends beyond the arm 11 and defines a secondary combustion chamber 20. Furthermore, the fluid temperature flowing through the first and second passages are very different: that, T1, compressed oxidant, typically air, contained in the first passage 9 is of the order of one hundred degrees C., while that T2 of the combustion gas contained in the second passage 10 is of the order of thousand degrees C .. Furthermore, the second passage 10 could, alternatively, s extend up to the axis 2; dans ce cas où il n'y aurait pas de troisième paroi 8. in this case there would be no third wall 8.
Selon la réalisation représentée en regard des figures 2, 3, 4 et 5, chaque bras 11 comprend: According to the embodiment shown with reference to Figures 2, 3, 4 and 5, each arm 11 comprises:
- une tôle pliée en un dièdre ayant deux ailes 21-22, qui définit le contour externe du bras, la section droite du dièdre étant conformée en un V, dont la bissectrice 23 est sensiblement parallèle à la direction de l'axe 2, et dont le sommet 24 de l'angle est orienté vers l'amont, les branches du V étant elles-mêmes orientées vers l'aval par rapport au sens général D d'écoulement du flux gazeux; - a folded sheet in a dihedron having two wings 21-22, which defines the outer contour of the arm, the cross section of the dihedron being shaped as a V whose bisecting line 23 is substantially parallel to the direction of the axis 2, and 24 whose angle of apex pointing upstream, the branches of the V themselves being oriented downstream with respect to the general direction D of flow of the gas stream;
- à l'intérieur du dièdre 21-22, une tôle 25 cintrée suivant une section droite semi-circulaire, dont les deux lisières 26, 27 sont fixées par des ergots de fixation 28, soudés 29, respectivement auxdites ailes 21-22; - inside the dihedron 21-22, a curved sheet 25 in a semi-circular cross-section, the two edges 26, 27 are fixed by fixing pins 28, 29 welded respectively to said wings 21-22;
- une enceinte intérieure 30, délimitée entre les ailes 21-22 et la tôle 25, communicant avec la partie 11B du bras par deux orifices 34, 35; - an inner chamber 30 delimited between the flanges 21-22 and the plate 25, communicating with the part 11B of the arm by two orifices 34, 35;
- un conduit 32, qui s'étend sur la hauteur de la partie 11A du bras 11, en étant contenu à l'intérieur de l'enceinte 30, en étant situé à proximité de l'angle rentrant du dièdre 21, 22, en ayant son extrémité 32A la plus proche de ltaxe 2 obturée et fixée dans une plaque 33 de fermeture de l'enceinte intérieure 30, et, en débouchant, à son autre extrémité 32B, la plus éloignée de l'axe 2, dans la partie 11B du bras à travers l'orifice 34, une pluralité de trous traversant 38 faisant communiquer le conduit 32 avec l'enceinte intérieure 30 et débouchant en regard des parties les plus chaudes des ailes 21-22, à proximité du sommet 24; - a conduit 32, which extends over the height of the part 11A of the arm 11, being contained within the chamber 30, being located close to the concave angle of the dihedron 21, 22, in 32A having its end nearest to ltaxe 2 closed and fixed in a plate 33 closing the inner enclosure 30 and, leading, at the other end 32B, furthest from the axis 2, in the part 11B the arm through the port 34, a plurality of through holes 38 communicating the conduit 32 with the inner chamber 30 and opening opposite of the hottest portions of the flanges 21-22, near the top 24; et, and,
- à la partie du bras 11 la plus éloignée de l'axe 2, est prévue une plaque 13 de fixation, par exemple par des vis 37, du bras 11 sur la première paroi 6. - the part of the arm 11 furthest from the axis 2, is provided a plate 13 for fixing, for example by screws 37, the arm 11 of the first wall 6.
A noter que, dans la réalisation des figures 2 à 5, les lisières d'extrémités des ailes 21-22 sont dentelées sur la totalité de la partie de ces lisières appartenant à la partie 11A du bras 11. Les dentelures sont elles-mêmes constituées par les parties pleines 39 de la lisière, séparées par de petites échancrures semi-circulaires 40. La largeur L39 d'une "dent" est sensiblement égale au diamètre D40 d'une échancrure, et est généralement comprise entre 1/30 et 1/50 de la longueur LîlA de la partie des lisières appartenant à la partie 11A du bras 11. Note that in the embodiment of Figures 2 to 5, the edges of ends of the flanges 21-22 are serrated on the entire portion of the edges belonging to the part 11A of the arm 11. The serrations are themselves constituted by the solid portions 39 of the seam, separated by small semicircular notches 40. the width L39 of a "tooth" is substantially equal to the diameter D40 of an indentation, and is generally between 1/30 and 1 / 50 of the Lila length of the portion of edges belonging to the part 11A of the arm 11.
La seule différence entre la réalisation des figures 2 à 5 et celle de la figure 6 réside dans l'étendue de la dentelure des lisières des ailes 21-22: dans la réalisation de la figure 6, Ia dentelure (succession des parties pleines 39 des lisières des ailes 21-22 et des échancrures 40) s'étend à partir de l'évidement 15 le long d'approximativement la moitié de la longueur LîlA de la partie 11A des lisières. The only difference between the embodiment of Figures 2 to 5 and that of Figure 6 lies in the extent of perforation of the edges of the wings 21-22: in the embodiment of Figure 6, Ia serration (succession of the solid portions 39 of the edges of wings 21-22 and notches 40) extends from the recess 15 along approximately half the length of Lila 11A of the edges.
Les dispositions suivantes ont en outre été adoptées: The following provisions have also been adopted:
- la tôle cintrée 25, délimitée à ses extrémités radiales par deux tôles transversales 41, 42 n'est pas jointive avec Ia plaque 33 fermant l'enceinte intérieure 30 à l'une des extrémités radiales de la partie des ailes 21-22, située dans la partie 11A du bras 11, ni avec la plaque 43 délimitant l'enceinte intérieure 30 à l'autre extrémité radiale de la partie des ailes 21-22 située dans la partie 11A du bras 11, ni avec les lisières (39-40) des ailes 21-22 (sauf dans les zones des ergots de fixation 28); - the curved plate 25, bounded at its radial ends by two transverse plates 41, 42 is not contiguous with Ia plate 33 closing the inner chamber 30 to one of the radial ends of the portion of the wings 21-22 is located in the part 11A of the arm 11, or with the plate 43 delimiting the inner chamber 30 to the other radial end of the portion of the wings 21-22 situated in the part 11A of the arm 11 or with the edges (39-40 ) of the wings 21-22 (except in areas of the fixing lugs 28); des passages 44, 45 sont ménagés entre les tôles 41, 42 et les plaques 33, 43 respectivement, permettant un écoulement gazeux à l'intérieur de l'enceinte intérieure 30 le long desdites plaques et tôles; passages 44, 45 are provided between the sheets 41, 42 and the plates 33, 43 respectively, allowing gas flow within the inner chamber 30 along said plates and sheets; de même des passages radiaux 55, 56 sont ménagés entre les lisières des ailes 21-22 de la tôle externe et les lisières 26, 27 de la tôle 25; the same radial passages 55, 56 are provided between the edges of the flanges 21-22 of the outer sheet and the edges 26, 27 of the sheet 25;
- à proximité de la plaque 33, l'extrémité 32A du conduit 32 est munie d'un ergot 46 de centrage de la tôle 25, qui est introduit pour ce faire dans un trou 47 que comporte ladite tôle 25, ledit ergot étant solidaire d'un support 49 muni d'un trou le passage 50; - close to the plate 33, the end 32A of conduit 32 is provided with a pin 46 for centering the metal sheet 25, which is introduced for this purpose into a hole 47 comprised in said plate 25, said lug being integral with a support 49 provided with a hole the passage 50;
- la partie 11B du bras 11 comporte, d'une part deux supports parallèles 48, sensiblement radiaux et parallèles à la direction D, reliant la plaque de fixation 13 à la plaque 43, d'autre part l'évidement 15 de réception de l'anneau 16 et de la rampe 17 d'injection de carburant. - the part 11B of the arm 11 comprises, on the one hand two parallel supports 48, substantially radial and parallel to the direction D, between the fixing plate 13 to the plate 43, second recess 15 receiving the ring 16 and the ramp 17 of fuel injection.
Un conduit de carburant 57 est introduit à l'intérieur de l'enceinte 30 de chaque bras 11, en traversant un orifice de passage 58 ménagé dans la première paroi 6, puis en traversant le premier passage 9 et l'orifice 35, et est ainsi placé entre le conduit de comburant 32 et la face interne de la tôle cintrée 25. Ce conduit 57 a son extrémité 59 la plus proche de l'axe 2 obturée et constituant un ergot de centrage du conduit 57 dans le trou de passage 50. A proximité de son autre extrémité 60, le conduit 57 est fixé, par exemple au moyen d'une plaque de fixation 61, dont il est solidaire, et de vis 62, sur la première paroi 6. Cette autre extrémité 60 du conduit 57 est par ailleurs raccordée (63) à un conduit 64 d'alimentation en carburant. A fuel conduit 57 is introduced into the interior of the enclosure 30 of each arm 11, passing through a through hole 58 formed in the first wall 6, then through the first passage 9 and the orifice 35, and is and placed between the oxidant conduit 32 and the inner face of the bent sheet 25. This pipe 57 has its end 59 closest to the axis 2 closed and forming a centering pin on the conduit 57 in the through hole 50. near its other end 60, the conduit 57 is secured, for example by means of a fastening plate 61, which it is integral, and screws 62, on the first wall 6. the other end 60 of the duct 57 is moreover connected (63) to a conduit 64 of fuel supply. Enfin, la partie du conduit de carburant 57 contenue dans l'enceinte 30 est munie de trous traversant 65, qui constituent autant d'orifices d'injection de carburant. Finally, the portion of fuel conduit 57 within the enclosure 30 is provided with through holes 65, which are all injection orifices.
Au cours du fonctionnement de la turbomachine, les gaz d'échappement chauds s'écoulent dans le passage annulaire 10 et pénètrent dans l'enceinte 20 de post-combustion en léchant les faces externes des ailes 21-22, des bras 11. Le carburant injecté au moyen de la rampe annulaire d'injection 17 et le comburant, qui s'écoule dans le passage annulaire 9, forment un nouveau mélange, qui, en pénétrant dans l'enceinte de post-combustion 20, s'enflamme. During operation of the turbine engine, hot exhaust gases flow in the annular passage 10 and into the chamber 20 to post-combustion by licking the external faces of the flanges 21-22 of the arms 11. The fuel injected by means of the annular ramp injection 17 and the oxidizer, which flows into the annular passage 9, form a new mixture, which, on entering the chamber afterburner 20 ignites. Le carburant injecté à travers les trous 52 des conduits radiaux de carburant 31, entraîné par le flux de gaz s'échappant des aubages 4, pénètre également dans la chambre de postcombustion 20, où il s'enflamme. The fuel injected through the holes 52 of the radial fuel lines 31, driven by the gas flow escaping from the vanes 4, also enters the afterburner 20, where it ignites. Enfin, le carburant injecté dans les enceintes 30 des divers bras 11, à travers les trous d'injection 65 des conduits 57, se mélange au comburant traversant les trous 38 des conduits 32, et est ainsi entraîné vers la chambre de post-combustion 20 où il s'enflamme, après avoir traversé les passages 44, 45, 55 et 56 ménagés entre des tôles 25 et (21-22). Finally, the fuel injected in the enclosures 30 of the various arms 11, through the injection holes 65 of the conduits 57, mixes with the oxidant passing through the holes 38 of ducts 32 and is thus driven to the post-combustion chamber 20 where it ignites, after passing through the passages 44, 45, 55 and 56 provided between the sheets 25 and (21-22).
Les bras Il ont pour but de rendre stable cette combustion, qui se produit dans l'enceinte de post-combustion 20. Pour ce faire, les lisières des ailes 21-22 desdits bras ont été munies des "dents" 39, qui, en accrochant la flamme, stabilise la combustion. It arms are intended to make it stable this combustion, which occurs in the post-combustion chamber 20. To do so, the edges of the flanges 21-22 of said arms have been provided with the "teeth" 39, which, hooking the flame stabilizes the combustion.
Lorsque la dentelure s'étend sur la totalité des lisières des ailes 21-22 (figures I à 5), la combustion est stabilisée au maximum: le rendement de cette combustion est maximal et les performances de la turbomachine sont elles aussi maximales. When the perforation extends over all edges of the wings 21-22 (Figs I to 5), the combustion is stabilized at its maximum: the efficiency of this combustion is maximum and the turbomachine performance are also highest.
Lorsque la dentelure ne s'étend que sur une partie des lisières, tel que par exemple sur la moitié de ces lisières (figure 6), les "dents" 39 accrochent la flamme dans la zone la plus proche de la rampe 17 d'injection de carburant, ce qui provoque un étagement plus grand des fronts de flamme radialement, entre les extrémités des bras 11. L'instabilité de la combustion est réduite, pour chaque inclinaison déterminée des bras 11. When the serration extends only over a part of the edges, such as for example about half of these edges (Figure 6), the "teeth" 39 catch the flame in the area closest to the ramp 17 of injection fuel, causing a staging greatest flame fronts radially between the ends of the arms 11. the instability of combustion is reduced, for each determined inclination of the arm 11.
De façon générale, l'alternance des échancrures 40 et des "dents" 39 modifie l'écoulement tourbillonnaire en aval des bras 11, en favorisant un brassage plus important du mélange comburant-carburant. In general, the alternation of recesses 40 and the "teeth" 39 modifies the swirling flow downstream of the arms 11, by promoting a more significant mixing of the oxidant-fuel mixture. Ce brassage a pour résultat la réduction en aval des bras 11, des poches de carburant, qui en partie provoquent l'instabilité de la combustion. This mixing results in the reduction downstream of the arms 11, fuel pockets which partly causes the instability of combustion. En outre, ce brassage crée une recircuIation amplifiée des gaz qui, en augmentant le temps de séjour des gaz, augmente également le rendement de la combustion. Additionally, this creates a stirring recircuIation amplified gases which, by increasing the residence time of the gas also increases combustion efficiency.
Par ailleurs, le fait de pouvoir accrocher les flammes le long des lisières des ailes 21-22 des bras 11 permet de réduire les gradients de températures auxquelles sont soumis les bras, et, ainsi, d'améliorer la longévité des bras 11. Moreover, being able to hang the flames along the edges of the wings 21-22 arms 11 reduces the temperature gradients which are subject arms, and thus to improve the longevity of arms 11.
L'invention n'est pas limitée aux réalisations décrites, mais en couvre au contraire toutes les variantes qui pourraient leur être apportées sans sortir de leur cadre ni de leur esprit. The invention is not limited to the embodiments described, but covers all variants which they may be made without departing from their scope or their mind.
1. Dispositif de post-combustion pour turboréacteur à double flux comprenant une turbine à gaz à aubages (3, 4) et au moins deux parois annulaires (6, 7, 8) ayant un axe (2) de sensible révolution commun, la deuxième (7) de ces parois étant radialement écartée de la première (6) desdites parois et étant située entre la première paroi (6) et ledit axe (2), les deux parois étant en outre disposées en aval des aubages (3, 4) de turbine à gaz par rapport au sens axial (D) d'écoulement des gaz à travers lesdits aubages et délimitant entre elles un premier passage (9) d'écoulement d'un comburant possédant une première température I1), cependant que, d'une part, la deuxième paroi (7) coopère à délimiter un deuxième passage (10) pour l'écoulement des gaz de combustion s'échappant desdits aubages et possédant une deuxième température (T2) supérieure à ladite première température cl1), ce deuxième passage étant séparé du premier passage par la deuxième p 1. Post-combustion device for turbofan engine comprising a gas turbine blades (3, 4) and at least two annular walls (6, 7, 8) having an axis (2) responsive common revolution, the second (7) of said walls being radially spaced from the first (6) of said walls and being located between the first wall (6) and said axis (2), the two walls being further disposed downstream of the blades (3, 4) a gas turbine with respect to the axial direction (D) of flow of gas through said blades and defining therebetween a first passage (9) of flow of an oxidant having a first temperature I1), while, of first, the second wall (7) cooperating to define a second passage (10) for the flow of combustion gas escaping said blades and having a second temperature (T2) higher than said first temperature cl1), this second passage being separated from the first passage through the second p aroi (7), d'autre part, la zone de post-combustion (20) étant délimitée par un prolongement de la première paroi (6) situé en aval des deuxdits passages (9, 10), des bras accroche-flammes (11) s'étendent dans des plans radiaux par rapport audit axe (2), au moins à l'intérieur du deuxième passage (10) et sont conformés chacun en un dièdre, délimité par deux plaques externes (21, 22) ayant une arête commune (24), et, ayant une section externe en V dont la pointe est orientée vers l'amont par rapport au sens axial général (D) d'écoulement desdits gaz de combustion, aroi (7), on the other hand, the post-combustion zone (20) being delimited by an extension of the first wall (6) located downstream of the said two passages (9, 10) of the flameholder arm (11 ) extend in radial planes with respect to said axis (2), at least inside the second passage (10) and are formed each in a dihedron, bounded by two external plates (21, 22) having a common edge (24), and having an outer V-section whose tip is oriented upstream with respect to the general axial direction (D) of flow of said flue gas,
caractérisé en ce que chacune des deux plaques externes (21-22) comporte une lisière aval, qui présente une dentelure (39, 40) s'étendant au moins sur une partie de sa longueur. characterized in that each of the two outer plates (21-22) includes a downstream edge which has an indentation (39, 40) extending at least over part of its length.
2. Dispositif de post-combustion selon la revendication 1, 2. Post-combustion device according to claim 1,
caractérisé en ce que ladite dentelure (39, 40) s'étend sensiblement sur la moitié (LllA/2) de la longueur (LîlA) de la partie de la lisière contenue dans le deuxième passage (10), à partir de la deuxième paroi (7). characterized in that said indentation (39, 40) extends substantially over half (IIIa / 2) of the length (IIIa) of the portion of the edge contained in the second passage (10) from the second wall (7).
3. Dispositif de post-combustion selon la revendication 1, 3. Post-combustion device according to claim 1,
caractérisé en ce que ladite dentelure s'étend sur la totalité de la longueur (LîlA) de la partie de la lisière contenue dans le deuxième passage (10). characterized in that said toothing extends on the whole length (IIIa) of the portion of the edge contained in the second passage (10).
4. Dispositif de post-combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à3, 4. A post-combustion engine according to any one of claims 1 to3,
caractérisé en ce que la dentelure comprend une succession de découpes (40) de la plaque externe, qui débouchent dans la lisière et qui sont séparées l'une de la suivante par une partie pleine (39) de la lisière. characterized in that the indentation comprises a succession of blanks (40) of the outer plate, which open into the edge and which are separated one from the next by a solid portion (39) of the edge.
5. Dispositif de post-combustion selon la revendication 4, 5. A post-combustion engine according to claim 4,
caractérisé en ce que la largeur (L39) d'une partie pleine (39), séparant deux découpes (40) qui lui sont adjacentes, est sensiblement égale à la largeur (D40) de la partie découpée (40) de la lisière correspondant à chaque découpe. characterized in that the width (L39) of a solid part (39) separating two recesses (40) adjacent thereto, is substantially equal to the width (D40) of the cutout portion (40) of the corresponding edge to each cut.
6. Dispositif de post-combustion selon la revendication 5, 6. Post-combustion device according to claim 5,
caractérisé en ce que ladite largeur (L39) est comprise entre 1/30 et 1/50 de la longueur (LîlA) de la partie de la lisière contenue dans le deuxième passage (10). characterized in that said width (L39) is between 1/30 and 1/50 of the length (IIIa) of the portion of the edge contained in the second passage (10).
7. Dispositif de post-combustion selon l'une quelconque des revendications 4 à6, 7. A post-combustion according to any one of claims 4 to6,
caractérisé en ce que chaque découpe (40) est conformée en un demidisque creux, circulaire. characterized in that each cut (40) is designed as a hollow demidisque circular.
8. Dispositif de post-combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à7, 8. A post-combustion engine according to any one of claims 1 to7,
caractérisé en ce qu'une partie (1 lob) de chaque bras accroche-flammes (11) s'étend entre les première (6) et deuxième (7) parois, à l'intérieur du premier passage (9) et comporte un évidement (15) de réception et de fixation d'un anneau (16-17) d'injection de carburant coaxial audit axe. characterized in that a portion (1 Ib) each flameholder arm (11) extends between the first (6) and second (7) walls, within the first passageway (9) and has a recess (15) for receiving and fixing a ring (16-17) for injecting fuel coaxial with said axis.
9. Dispositif de post-combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à8, 9. A post-combustion engine according to any one of claims 1 A8,
caractérisé en ce que chaque bras accroche-flammes (11) est fixé (37) sur la première paroi (6). characterized in that each flameholder arm (11) is fixed (37) on the first wall (6).
10. Dispositif de post-combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à9, 10. Post-combustion device according to any one of claims 1 A9,
caractérisé en ce qu'il comporte une troisième paroi annulaire (8) ayant un axe de révolution constitué par ledit axe (2), et, disposée entre cet axe (2) et la deuxième paroi (7), le deuxième passage (10) étant délimité entre lesdites deuxième (7) et troisième (8) parois. characterized in that it comprises a third annular wall (8) having an axis of revolution constituted by said shaft (2) and, disposed between this axis (2) and the second wall (7), the second passage (10) being defined between said second (7) and third (8) walls.
FR9310220A 1993-08-25 1993-08-25 A afterburner of a turbojet. Expired - Fee Related FR2709342B1 (en)
FR9310220A FR2709342B1 (en) 1993-08-25 1993-08-25 A afterburner of a turbojet.
FR2709342A1 true true FR2709342A1 (en) 1995-03-03
FR2709342B1 FR2709342B1 (en) 1995-09-22
ID=9450376
FR9310220A Expired - Fee Related FR2709342B1 (en) 1993-08-25 1993-08-25 A afterburner of a turbojet.
FR (1) FR2709342B1 (en)
EP0750164A1 (en) * 1995-06-21 1996-12-27 United Technologies Corporation Method for distributing fuel within an augmentor
FR2770284A1 (en) 1997-10-23 1999-04-30 Snecma Flameholder carbide and optimizes cooling
EP1241413A2 (en) * 2001-03-15 2002-09-18 General Electric Company Replaceable afterburner heat shield
EP1229290A3 (en) * 2001-02-05 2003-05-21 General Electric Company Afterburner heat shield
EP1593911A1 (en) * 2004-05-05 2005-11-09 Snecma Air and fuel delivery system for a post combustor burning ring
EP1619441A1 (en) * 2004-07-21 2006-01-25 Snecma Gas turbine engine with protection means for a fuel injector, fuel injector and protection foil.
EP1840469A1 (en) * 2006-03-30 2007-10-03 Snecma Afterburner flame-holder arm
FR2909419A1 (en) * 2006-11-30 2008-06-06 Snecma Sa Radial flame holder for dual flow turbojet engine of military aircraft, has thermal guard fixed to one wall by studs traversing walls, and spacer connected between guard and one wall to maintain walls spaced from each other and form gap
EP2096357A1 (en) * 2008-02-29 2009-09-02 Snecma Flame holder for reheat duct of a jet engine with separating flange, reheat duct and jet engine comprising a reheat duct
WO2010023319A2 (en) * 2008-09-01 2010-03-04 Snecma Device for mounting a flame-holder arm on an afterburner casing
EP1835230A3 (en) * 2006-03-14 2010-12-29 United Technologies Corporation Supporting structure for spray bars
JP2012132629A (en) * 2010-12-22 2012-07-12 Ihi Corp Afterburner and aircraft engine
CN102200292B (en) * 2010-03-26 2015-01-21 北京航空航天大学 Flame stabilizing device and method for supporting plate with cavities
GB1153034A (en) * 1965-09-21 1969-05-21 Rolls Royce Combustion Apparatus
FR2086366A1 (en) * 1970-04-27 1971-12-31 Gen Electric
US3698186A (en) * 1970-12-24 1972-10-17 United Aircraft Corp Afterburner combustion apparatus
GB2229806A (en) * 1989-03-27 1990-10-03 Gen Electric Flameholder for gas turbine engine
US6112516A (en) * 1997-10-23 2000-09-05 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (S.N.E.C.M.A.) Optimally cooled, carbureted flameholder
EP1241413A3 (en) * 2001-03-15 2002-09-25 General Electric Company Replaceable afterburner heat shield
FR2869953A1 (en) * 2004-05-05 2005-11-11 Snecma Moteurs Sa A feed air and fuel to a burner ring in an afterburner
JP2005320966A (en) * 2004-05-05 2005-11-17 Snecma Moteurs Device to feed air and fuel to burner ring in afterburner chamber
JP4608360B2 (en) * 2004-05-05 2011-01-12 スネクマ Device for supplying air and fuel to the burner ring of the afterburner chamber
US7506513B2 (en) 2004-05-05 2009-03-24 Snecma Device for feeding air and fuel to a burner ring in an after-burner chamber
US7856828B2 (en) 2006-03-30 2010-12-28 Snecma Flameholder arm for an afterburner
FR2899316A1 (en) * 2006-03-30 2007-10-05 Snecma Sa Arm flame holder of a post-combustion chamber
US8307658B2 (en) 2008-02-29 2012-11-13 Snecma Flame holder for an afterburner duct of a jet engine with a spacer shoe, afterburner duct, and jet engine comprising an afterburner duct
FR2928202A1 (en) * 2008-02-29 2009-09-04 Snecma Sa Flame holder for heats of a turbojet channel with a spacing sole heating channel and TURBOJET comprising a heating channel.
FR2935464A1 (en) * 2008-09-01 2010-03-05 Snecma Device for fixing a holder arms flames on a post-combustion housing.
WO2010023319A3 (en) * 2008-09-01 2010-05-14 Snecma Device for mounting a flame-holder arm on an afterburner casing
US8769958B2 (en) 2008-09-01 2014-07-08 Snecma Device for attaching a flame-holder arm to an afterburner housing
JP2012501398A (en) * 2008-09-01 2012-01-19 スネクマ Apparatus for mounting a frame holder arm afterburner casing
CN102132100B (en) 2008-09-01 2013-08-21 斯奈克玛 Device for connecting flame-holder arm to afterburner casing
RU2508508C2 (en) * 2008-09-01 2014-02-27 Снекма Attachment of flame stabiliser strut at augmenter body
FR2709342B1 (en) 1995-09-22 grant
EP1314933A1 (en) 2003-05-28 Multi-stage injection system of an air/fuel mixture in a gas turbine combustion chamber
EP0239462A1 (en) 1987-09-30 Fuel injector having axial-centripetal air swirlers
EP1873455A1 (en) 2008-01-02 Device for injecting a mix of air and fuel, combustion chamber and turbomachine equipped with such a device
EP0248731A1 (en) 1987-12-09 Gas turbine combustion chamber having mixing orifices which assure the positioning of a hot wall on a cool wall
FR2673454A1 (en) 1992-09-04 Combustion chamber comprising a bottom wall comprising a plurality of partial truncated cones
EP0296032A1 (en) 1988-12-21 Burning system with high exhaust gas exit speed
EP1308601A1 (en) 2003-05-07 Bleed device for a turbofan
EP0546935A1 (en) 1993-06-16 Stator guiding the inlet of air into a turbomachine and procedure for mounting a blade of this stator
EP1746348A2 (en) 2007-01-24 Turbine with circumferential distribution of combustion air
FR2626043A1 (en) 1989-07-21 Device forming turbulence fuel injector for combustion assembly in a gas turbine
EP1635039A1 (en) 2006-03-15 Coupling device with key elements for mounting a seal ring to the stator blades of a gas turbine
EP0911585A1 (en) 1999-04-28 Cooled flameholder with fuel injection device
FR2948749A1 (en) 2011-02-04 Fuel injecting system for e.g. annular direct flow combustion chamber of turboprop engine of aircraft, has air passage channels formed with holes, where air flow delivered through holes is utilized to clean up head of fuel injector
FR2889732A1 (en) 2007-02-16 Combustion chamber for turbomachine, has annular inner and outer walls including perforations emerging relative to tabs and constituted of holes whose axis forms, with longitudinal axis, angle comprised between preset values
EP1818612A1 (en) 2007-08-15 Annular combustion chamber of a turbomachine
EP0323299A1 (en) 1989-07-05 Apparatus for ensuring a staged combustion of a fuel-oxidant mixture reducing emission of NOx
EP1249618A1 (en) 2002-10-16 Bleed system for a turbofan with simplified control
FR2709342A1 (en) 1995-03-03 Turbojet post-combustion device
GB2107630A (en) 1983-05-05 Apparatus for attaching a ceramic member to a metal structure
US4144710A (en) 1979-03-20 Gas turbine engine
FR2832178A1 (en) 2003-05-16 Gas turbine fixed ring cooler has cavities fitted with particle impact covers pierced with holes for passage of cooling air
BE674852A (en) 1966-05-03
EP0313479A1 (en) 1989-04-26 Heating device with a catalytic burner
EP0803681A1 (en) 1997-10-29 Optimalisation of the mixture of combustion gas in a gas turbine combustor
FR2618852A1 (en) 1989-02-03 turbojet thrust reverser with a flow straightener device
2002-01-25 TP Transmission of property
2002-01-25 CD Change of name or company name