FR3004518A1 - ANNULAR COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne une chambre de combustion annulaire d'une turbomachine, comportant des viroles interne et externe (4) comprenant chacune une partie annulaire aval (21) multiperforée prolongée par une bride radiale (27) pour la fixation de la virole sur un carter de la turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins un écran de protection annulaire (26), par exemple en un alliage métallique ou en céramique à matrice composite, fixé au niveau de la partie aval (21) de l'une au moins des viroles (4), dans l'espace annulaire (41a) délimité entre lesdites viroles (4), ledit écran de protection (26) comportant une partie axiale (33) et une partie radiale situées respectivement en regard de la partie axiale (21) et de la bride radiale (27) de la virole correspondante (4).The invention relates to an annular combustion chamber of a turbomachine, comprising inner and outer rings (4) each comprising a multiperforated downstream annular portion (21) extended by a radial flange (27) for fixing the ferrule on a housing of the turbomachine, characterized in that it comprises at least one annular protection screen (26), for example a metal alloy or ceramic composite matrix, fixed at the downstream portion (21) of one to less ferrules (4), in the annular space (41a) delimited between said ferrules (4), said shielding screen (26) having an axial portion (33) and a radial portion respectively facing the axial portion ( 21) and the radial flange (27) of the corresponding ferrule (4).
Description
Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine La présente invention concerne une chambre de combustion annulaire d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Comme cela est connu notamment des documents FR 2 840 974, FR 2 937 098 et FR 2 921 463 au nom de la Demanderesse, la chambre annulaire de combustion d'une turbomachine comporte classiquement des parois de révolution coaxiales qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre, appelées virole interne et virole externe, et qui sont reliées à leurs extrémités amont par une paroi annulaire de fond de chambre comportant des ouvertures de montage d'injecteurs de carburant. En fonctionnement, une partie du débit d'air fourni par un compresseur d'alimentation de la chambre passe à travers des ouvertures 15 de la paroi de fond de chambre et est mélangé au carburant amené par les injecteurs, ce mélange air/carburant étant ensuite brûlé à l'intérieur de la chambre. Une autre partie de ce débit d'air contourne la chambre de combustion puis pénètre dans la chambre à travers des multiperforations des viroles interne et externe de la chambre. 20 Un distributeur sectorisé d'entrée de turbine est monté en sortie de la chambre de combustion et comprend des viroles coaxiales entre lesquelles s'étendent des aubes sensiblement radiales. Les viroles du distributeur sont dans le prolongement axial des viroles interne et externe de la chambre de combustion. 25 Des moyens d'étanchéité sont prévus entre la chambre de combustion et le distributeur, en particulier entre les extrémités aval des viroles interne et externe de la chambre de combustion et les extrémités amont des viroles interne et externe du distributeur de turbine. Plus précisément, l'extrémité aval de chaque virole de la 30 chambre de combustion comporte un rebord dont une partie radiale est prolongée par une partie cylindrique s'étendant vers l'aval. De plus, l'extrémité amont de chaque virole du distributeur comporte un rebord radial de plus faible dimension que la partie radiale précitée du rebord correspondant de la chambre de combustion. Les moyens d'étanchéité comportent des lamelles d'étanchéité s'étendant radialement et circonférentiellement le long de chaque secteur, prenant chacune appui de façon étanche sur une face radiale du rebord correspondant du distributeur et sur l'extrémité libre de la partie axiale du rebord correspondant de la chambre de combustion. Les lamelles sont maintenues en appui sur les éléments correspondants à l'aide de moyens élastiques de rappel. Il s'avère que, dans des cas de fonctionnement extrêmes de la turbomachine, la température à l'intérieur de la chambre de combustion est telle que des criques ou des fissures peuvent se former dans les parties aval des viroles, notamment au niveau des multiperforations des viroles ou au niveau de la base des rebords des viroles, c'est-à-dire au niveau des zones de jonction entre ces rebords et le reste des viroles. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème. A cet effet, elle propose une chambre de combustion annulaire d'une turbomachine, comportant une virole interne et une virole externe comprenant chacune une partie annulaire aval s'étendant axialement et comportant des multiperforations, prolongée par une bride s'étendant radialement, destinée à la fixation de la virole correspondante sur un carter de la turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins un écran de protection annulaire, par exemple en un alliage métallique ou en céramique à matrice composite, fixé au niveau de la partie aval de l'une au moins des viroles, dans l'espace annulaire délimité entre lesdites viroles, ledit écran de protection comportant une partie s'étendant axialement et une partie s'étendant radialement situées respectivement en regard de la partie s'étendant axialement et de la bride radiale de la virole correspondante.FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to an annular combustion chamber of a turbomachine, such as an airplane turbojet or turboprop engine. As is known in particular from documents FR 2 840 974, FR 2 937 098 and FR 2 921 463 in the name of the Applicant, the annular combustion chamber of a turbomachine conventionally comprises coaxial walls of revolution which extend one inside the other, called inner ferrule and outer ferrule, and which are connected at their upstream ends by an annular bottom wall chamber having fuel injector mounting openings. In operation, a part of the air flow supplied by a compressor supplying the chamber passes through openings 15 of the bottom wall of the chamber and is mixed with the fuel supplied by the injectors, this air / fuel mixture being then burned inside the room. Another part of this air flow bypasses the combustion chamber and then enters the chamber through multiperforations of the inner and outer rings of the chamber. A sectorized turbine inlet distributor is mounted at the outlet of the combustion chamber and comprises coaxial ferrules between which substantially radial vanes extend. The distributor rings are in the axial extension of the inner and outer rings of the combustion chamber. Sealing means are provided between the combustion chamber and the distributor, in particular between the downstream ends of the inner and outer shrouds of the combustion chamber and the upstream ends of the inner and outer shrouds of the turbine distributor. More specifically, the downstream end of each shell of the combustion chamber comprises a rim of which a radial portion is extended by a cylindrical portion extending downstream. In addition, the upstream end of each ring of the distributor has a radial flange of smaller dimension than the aforementioned radial portion of the corresponding flange of the combustion chamber. The sealing means comprise sealing strips extending radially and circumferentially along each sector, each bearing sealingly on a radial face of the corresponding flange of the distributor and on the free end of the axial portion of the flange. corresponding to the combustion chamber. The slats are held in abutment on the corresponding elements by means of elastic return means. It turns out that, in extreme operating cases of the turbomachine, the temperature inside the combustion chamber is such that cracks or cracks can form in the downstream parts of the ferrules, especially at the multiperforations level. ferrules or at the base of the flanges of the ferrules, that is to say at the junction areas between these flanges and the rest of the ferrules. The invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem. For this purpose, it proposes an annular combustion chamber of a turbomachine, comprising an inner ferrule and an outer ferrule each comprising an axially extending downstream annular portion having multiperforations, extended by a radially extending flange, intended for fixing the ferrule corresponding to a casing of the turbomachine, characterized in that it comprises at least one annular protection screen, for example a metal alloy or ceramic matrix composite, fixed at the downstream portion of the at least one of the ferrules, in the annular space defined between said ferrules, said protective shield having an axially extending portion and a radially extending portion respectively facing the axially extending portion and the flange. radial of the corresponding ferrule.
De cette manière, l'écran de protection protège la partie aval multiperforée de la virole correspondante ainsi que la bride correspondante, de façon à éviter l'apparition de criques ou de fissures dans ces zones. Les multiperforations de la virole permettent également de refroidir l'écran de protection en fonctionnement, afin d'améliorer sa tenue aux contraintes thermiques pouvant apparaître au sein de la chambre de combustion. La partie radiale de l'écran de protection peut être fixée à la bride radiale de la virole correspondante, par exemple par vissage. En outre, l'extrémité amont de la partie axiale de l'écran de protection peut être fixée sur la virole correspondante par engagement dans une rainure de ladite virole. Ceci autorise un déplacement relatif entre l'extrémité amont de l'écran de protection et la virole correspondante, de façon à compenser notamment les dilatations thermiques différentielles entre l'écran de protection et la virole. Dans ce cas, un jonc annulaire de section en U peut être monté sur l'extrémité amont de la partie axiale de l'écran de protection, ladite extrémité et ledit jonc étant engagés dans la rainure de la virole correspondante.In this way, the protective screen protects the multi-perforated downstream portion of the corresponding ferrule and the corresponding flange, so as to avoid the appearance of cracks or cracks in these areas. The multiperforations of the ferrule also make it possible to cool the protection screen during operation, in order to improve its resistance to the thermal stresses that may appear within the combustion chamber. The radial portion of the protective shield may be attached to the radial flange of the corresponding ferrule, for example by screwing. In addition, the upstream end of the axial portion of the shield may be fixed to the corresponding ferrule by engagement in a groove of said ferrule. This allows a relative displacement between the upstream end of the shield and the corresponding ferrule, so as to compensate for differential thermal expansion between the shield and the shell. In this case, an annular ring of U-section may be mounted on the upstream end of the axial portion of the protective screen, said end and said rod being engaged in the groove of the corresponding ferrule.
Le jonc peut être monté élastiquement sur l'extrémité amont de l'écran de protection et un jeu de montage peut être prévu entre le jonc et la rainure, de manière à faciliter le montage de l'ensemble. De préférence, le jonc comporte des ouvertures permettant le passage d'air entre le fond de la rainure et l'espace situé entre l'écran de protection et la virole opposée, de manière à refroidir efficacement la lèvre formant l'une des parois latérales de la rainure, située entre la partie axiale de l'écran de protection et l'espace interne de la chambre de combustion. En outre, la virole correspondante peut comporter des orifices de passage d'air débouchant dans le fond de la rainure et radialement à l'extérieur de la virole externe ou radialement à l'intérieur de la virole interne, de manière à alimenter en air le fond de la rainure.The ring may be mounted elastically on the upstream end of the protective screen and a mounting clearance may be provided between the ring and the groove, so as to facilitate assembly of the assembly. Preferably, the ring has openings allowing the passage of air between the bottom of the groove and the space between the shield and the opposite shell, so as to effectively cool the lip forming one of the side walls groove, located between the axial portion of the shield and the internal space of the combustion chamber. In addition, the corresponding ferrule may comprise air passages opening into the bottom of the groove and radially outside the outer shell or radially inside the inner shell, so as to supply air to the bottom of the groove.
Avantageusement, la partie axiale de l'écran de protection comporte des multiperforations. Ceci permet de refroidir efficacement l'écran de protection par passage de l'air au travers des multiperforations et par formation d'un film d'air le long de la paroi de l'écran de protection qui est tournée vers l'intérieur de la chambre de combustion. Dans ce cas, les multiperforations de l'écran de protection peuvent être orientées de l'amont vers l'aval, et radialement de l'extérieur vers l'intérieur, lorsque l'écran de protection équipe la virole externe, ou radialement de l'intérieur vers l'extérieur, lorsque l'écran de protection équipe la virole interne. De plus, l'écran de protection comporte des orifices de passage d'air orientés axialement, au niveau de la zone de raccordement entre la partie axiale et la partie radiale de l'écran de protection.Advantageously, the axial portion of the protection screen comprises multiperforations. This effectively cools the protection screen by passing air through the multiperforations and by forming a film of air along the wall of the shield which is turned towards the inside of the screen. combustion chamber. In this case, the multiperforations of the protection screen can be oriented from upstream to downstream, and radially from outside to inside, when the protective screen equips the outer shell, or radially from the outside. inside to the outside, when the protection screen equips the inner ferrule. In addition, the protection screen has axially oriented air passage holes at the connection zone between the axial portion and the radial portion of the protective screen.
Cette caractéristique permet d'éviter que des gaz chauds issus de la chambre de combustion pénètrent dans l'espace annulaire délimité axialement entre la partie radiale de l'écran de protection ou la bride radiale de la virole, d'une part, et l'extrémité amont du distributeur, d'autre part. L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comporte une chambre de combustion du type précité, un distributeur de turbine agencé en aval de la chambre de combustion, et des moyens d'étanchéité comportant au moins une lamelle en appui sur un rebord annulaire axial s'étendant depuis la partie radiale de l'écran de protection, et en appui sur un rebord radial de l'extrémité amont du distributeur. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue en coupe longitudinale d'une partie d'une chambre de combustion et d'un distributeur de turbine d'une turbomachine de l'art antérieur, - la figure 2 est une vue en perspective d'une partie de la chambre et du distributeur de la figure 1, équipés de moyens d'étanchéité, - la figure 3 est une vue en coupe et de détail, illustrant les moyens d'étanchéité de l'art antérieur situés entre la virole externe de la chambre de combustion et la virole externe du distributeur, - la figure 4 est une vue en coupe et de détail, illustrant les moyens d'étanchéité de l'art antérieur situés entre la virole interne de la chambre de combustion et la virole interne du distributeur, - les figures 5 et 6 sont des vues en coupe et de détail, illustrant une partie d'une turbomachine selon l'invention, - la figure 7 est une vue en perspective d'une partie du jonc de la turbomachine selon l'invention, - les figures 8 et 9 illustrent les positions des multiperforations de la partie aval d'une virole par rapport aux multiperforations de l'écran de protection correspondant, selon deux variantes de réalisation. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une partie d'une chambre annulaire de combustion 1 d'une turbomachine de l'art antérieur, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, qui est agencée en aval d'un compresseur et d'un diffuseur (non représentés), et en amont d'un distributeur 2 d'entrée d'une turbine haute-pression. La chambre de combustion 1 comprend des parois de révolution interne et externe, appelées respectivement virole interne 3 et virole externe 4, qui s'étendent à l'intérieur l'une de l'autre et qui sont reliées en amont à une paroi annulaire de fond de chambre (non représentée). Afin de limiter la déformation des viroles interne 3 et externe 4, ces dernières sont équipées à leur extrémité aval d'organes d'appui 6 interne et externe. Chaque organe d'appui 6 est annulaire et présente une section en forme de U ou en forme d'épingle. Chaque organe d'appui 6 s'étend radialement vers l'intérieur ou vers l'extérieur, entre un rebord 7 de la virole interne 3 ou de la virole externe 4 de la chambre de combustion 1 et un carter interne 8 ou un carter externe 9 de la chambre 1.This characteristic makes it possible to prevent hot gases coming from the combustion chamber from entering the annular space delimited axially between the radial part of the protective shield or the radial flange of the ferrule, on the one hand, and the upstream end of the dispenser, on the other hand. The invention also relates to a turbomachine, such as an airplane turbojet or turboprop, characterized in that it comprises a combustion chamber of the aforementioned type, a turbine distributor arranged downstream of the combustion chamber, and sealing means comprising at least one lamella resting on an axial annular flange extending from the radial portion of the protective shield, and bearing on a radial flange of the upstream end of the distributor. The invention will be better understood and other details, features and advantages of the invention will appear on reading the following description given by way of non-limiting example with reference to the accompanying drawings in which: - Figure 1 is a half in longitudinal section of a portion of a combustion chamber and a turbine distributor of a turbomachine of the prior art; FIG. 2 is a perspective view of a part of the chamber and the dispenser of Figure 1, equipped with sealing means, - Figure 3 is a sectional view in detail, illustrating the sealing means of the prior art located between the outer ring of the combustion chamber and the ferrule 4 is a sectional and detail view illustrating the sealing means of the prior art located between the inner ring of the combustion chamber and the inner ring of the distributor, FIGS. 6 are views in section and detail, illustrating part of a turbomachine according to the invention, - Figure 7 is a perspective view of a portion of the ring of the turbomachine according to the invention, - Figures 8 and 9 illustrate the positions. multiperforations of the downstream part of a ferrule with respect to the multiperforations of the corresponding protective screen, according to two variant embodiments. Referring first to Figure 1 which shows a portion of an annular combustion chamber 1 of a turbomachine of the prior art, such as a turbojet engine or a turboprop aircraft, which is arranged downstream of a compressor and a diffuser (not shown), and upstream of an inlet distributor 2 of a high-pressure turbine. The combustion chamber 1 comprises walls of internal and external revolution, called respectively inner ferrule 3 and outer ferrule 4, which extend inside of one another and which are connected upstream to an annular wall of chamber floor (not shown). In order to limit the deformation of the inner and outer shells 3 and 4, the latter are equipped at their downstream end with internal and external support members 6. Each support member 6 is annular and has a U-shaped or pin-shaped section. Each support member 6 extends radially inwards or outwards, between a flange 7 of the inner shell 3 or the outer shell 4 of the combustion chamber 1 and an inner casing 8 or an outer casing 9 of bedroom 1.
Plus particulièrement, l'extrémité aval de chaque virole 3, 4 de la chambre de combustion 1 comporte un rebord 7 comprenant une partie radiale 7a prolongée par une partie cylindrique 7b s'étendant vers l'aval. Le distributeur 2 est fixé en aval de la chambre 1 par des moyens appropriés et comprend des viroles annulaires interne 11 et externe 12 qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre et qui sont reliées entre elles par des aubes 13 sensiblement radiales. La virole externe 12 du distributeur 2 est alignée axialement avec la partie d'extrémité aval de la virole externe 4 de la chambre 1, et sa virole interne 11 est alignée axialement avec la partie d'extrémité aval de la virole interne 3 de la chambre 1. L'extrémité amont de chaque virole 11, 12 du distributeur 2 comporte un rebord radial 14 de dimension plus réduite que la partie radiale 7a du rebord correspondant 7 de la chambre de combustion 1. Ce distributeur 2 est sectorisé et formé de plusieurs secteurs contigus sur une circonférence centrée sur l'axe de révolution A de la 20 chambre 1. Les secteurs de distributeur sont par exemple au nombre de quatorze. Les rebords internes 7, 14 des viroles internes 3, 11 de la chambre 1 et du distributeur 2 délimitent un espace annulaire interne 15 qui débouche à une extrémité dans la chambre 1 et qui est fermé à son autre 25 extrémité par des moyens d'étanchéité 16. De même, les rebords externes 7, 14 des viroles externes 4, 12 de la chambre 1 et du distributeur 2 délimitent un espace annulaire externe 15 qui débouche à une extrémité dans la chambre 1 et qui est fermé à son autre extrémité par des moyens d'étanchéité 16. 30 Comme cela est mieux visible aux figures 2 à 4, ces moyens d'étanchéité 16 comportent des lamelles d'étanchéité 17 s'étendant radialement et circonférentiellement le long de chaque secteur de distributeur 2. Chaque lamelle 17 prend appui de façon étanche sur une face radiale du rebord 14 correspondant du distributeur 2 et sur l'extrémité libre de la partie axiale 7b du rebord 7 correspondant de la chambre de combustion 1. Les lamelles 17 sont maintenues en appui sur les rebords 7, 14 à l'aide de moyens élastiques de rappel. Ces moyens élastiques sont des ressorts hélicoïdaux 18 de forme conique, montés autour de vis 19 qui sont vissées dans des pattes 20 ou brides s'étendant radialement depuis la virole correspondante 11, 12 du distributeur 2. La partie étroite de chaque ressort 18 prend appui sur une face radiale de la patte 20 correspondante, la partie large prenant appui sur la lamelle d'étanchéité 17. Les extrémités des vis 19 sont engagées dans des trous de la lamelle d'étanchéité 17, de façon à assurer son maintien en position.More particularly, the downstream end of each shell 3, 4 of the combustion chamber 1 comprises a flange 7 comprising a radial portion 7a extended by a cylindrical portion 7b extending downstream. The distributor 2 is fixed downstream of the chamber 1 by appropriate means and comprises inner and outer annular rings 11 11 which extend one inside the other and which are interconnected by blades 13 substantially radial. The outer shell 12 of the distributor 2 is axially aligned with the downstream end portion of the outer shell 4 of the chamber 1, and its inner shell 11 is aligned axially with the downstream end portion of the inner shell 3 of the chamber 1. The upstream end of each shell 11, 12 of the distributor 2 has a radial flange 14 of smaller size than the radial portion 7a of the corresponding flange 7 of the combustion chamber 1. This distributor 2 is sectored and formed of several sectors contiguous on a circumference centered on the axis of revolution A of the chamber 1. The dispenser sectors are for example fourteen in number. The internal flanges 7, 14 of the inner shells 3, 11 of the chamber 1 and the distributor 2 define an internal annular space 15 which opens at one end into the chamber 1 and which is closed at its other end by sealing means. 16. Similarly, the outer flanges 7, 14 of the outer shrouds 4, 12 of the chamber 1 and the distributor 2 define an outer annular space 15 which opens at one end into the chamber 1 and which is closed at its other end by sealing means 16. As best seen in FIGS. 2 to 4, these sealing means 16 comprise sealing strips 17 extending radially and circumferentially along each distributor sector 2. Each strip 17 takes sealingly pressing on a radial face of the corresponding rim 14 of the distributor 2 and on the free end of the axial portion 7b of the flange 7 corresponding to the combustion chamber 1. The lamellae 17 t are held in abutment on the flanges 7, 14 by means of elastic return means. These resilient means are helical springs 18 of conical shape, mounted around screws 19 which are screwed into lugs 20 or flanges extending radially from the corresponding shell 11, 12 of the distributor 2. The narrow part of each spring 18 is supported on a radial face of the corresponding tab 20, the wide part bearing on the sealing strip 17. The ends of the screws 19 are engaged in holes of the sealing strip 17, so as to ensure its retention in position.
Comme indiqué précédemment, les parties aval 21 des viroles interne et externe 3, 4 peuvent comporter des multiperforations 22. Lors du fonctionnement de la turbomachine, de l'air de contournement 23 circule dans les espaces 24 et 25 délimités respectivement par le carter externe 9 et la virole externe 4, d'une part, et par le carter interne 8 et la virole interne 3, d'autre part. Cet air de contournement 23 traverse les multiperforations 22, de manière à limiter l'échauffement des parties aval 21 des viroles interne et externe 3, 4. Il s'avère que, dans des cas de fonctionnement extrêmes de la turbomachine, la température à l'intérieur de la chambre de combustion est telle que des criques ou des fissures peuvent se former dans les parties aval 21 des viroles 3, 4, notamment au niveau des multiperforations 22 des viroles 3, 4 ou au niveau de la base des rebords 7, c'est-à-dire au niveau des zones de jonction entre ces rebords 7 et les parties aval 21 multiperforées des viroles 3, 4.As indicated above, the downstream parts 21 of the inner and outer shrouds 3, 4 may comprise multiperforations 22. During operation of the turbomachine, bypass air 23 circulates in the spaces 24 and 25 delimited respectively by the outer casing 9. and the outer shell 4, on the one hand, and the inner casing 8 and the inner shell 3, on the other hand. This bypass air 23 passes through the multiperforations 22, so as to limit the heating of the downstream parts 21 of the inner and outer shrouds 3, 4. It turns out that, in extreme operating cases of the turbomachine, the temperature at which the the interior of the combustion chamber is such that cracks or cracks can form in the downstream parts 21 of the ferrules 3, 4, especially at the level of the multiperforations 22 of the ferrules 3, 4 or at the level of the base of the flanges 7, that is to say at the junction areas between these flanges 7 and the downstream parts 21 multiperforées ferrules 3, 4.
Les figures 5 à 7 illustrent une forme de réalisation de l'invention, dans laquelle chaque virole 3, 4 est recouverte, dans sa partie aval 21, par un écran de protection 26. Seule la virole externe 4 est représentée sur ces figures, la structure de la virole interne 6 et de l'écran associé 26 présentant des caractéristiques similaires. Comme précédemment, la partie aval 21 de la virole externe 4 comporte des multiperforations 22 orientées sensiblement radialement, ladite partie aval 21 étant prolongée par une bride 27 s'étendant radialement, destinée à la fixation de la virole externe 4 sur le carter externe 9. La partie aval 21 multiperforée de la virole externe 4 est sensiblement cylindrique et est décalée radialement à l'extérieur par rapport à la partie 28 de la virole externe 4 située directement en amont. Une rainure 29 orientée axialement et débouchant vers l'aval est formée dans la zone de jonction 30 entre la partie aval 21 et la partie 28 de la virole 4 située directement en amont. Cette rainure 29 est délimitée radialement à l'extérieur par l'extrémité amont de la partie aval 21 de la virole 4, et est délimitée radialement à l'intérieur par une lèvre cylindrique 31 (figure 6). Des orifices radiaux 32 sont ménagés au niveau de la zone de jonction 30, ces orifices 32 débouchant dans le fond de la rainure 29 et dans l'espace annulaire 24 délimité par la virole externe 4 et par le carter externe 9. L'écran de protection 26 a une forme annulaire et comporte une partie sensiblement cylindrique 33 prolongée à son extrémité aval par une partie annulaire radiale 34. Les deux parties 33, 34 sont reliées l'une à l'autre par une zone annulaire de jonction 35, de section courbe.FIGS. 5 to 7 illustrate an embodiment of the invention, in which each ferrule 3, 4 is covered, in its downstream portion 21, with a protective screen 26. Only the outer ferrule 4 is shown in these figures, the structure of the inner shell 6 and the associated screen 26 having similar characteristics. As previously, the downstream portion 21 of the outer shell 4 comprises multiperforations 22 oriented substantially radially, said downstream portion 21 being extended by a flange 27 extending radially, intended for fixing the outer shell 4 on the outer casing 9. The multiperforated downstream portion 21 of the outer shell 4 is substantially cylindrical and is offset radially outwardly relative to the portion 28 of the outer shell 4 located directly upstream. An axially oriented groove 29 and opening downstream is formed in the junction zone 30 between the downstream portion 21 and the portion 28 of the ferrule 4 located directly upstream. This groove 29 is delimited radially outwardly by the upstream end of the downstream portion 21 of the ferrule 4, and is delimited radially on the inside by a cylindrical lip 31 (FIG. 6). Radial orifices 32 are formed at the junction zone 30, these orifices 32 opening into the bottom of the groove 29 and in the annular space 24 delimited by the outer shell 4 and by the outer casing 9. protection 26 has an annular shape and has a substantially cylindrical portion 33 extended at its downstream end by a radial annular portion 34. The two parts 33, 34 are connected to one another by an annular zone junction 35, section curve.
Un rebord cylindrique 36 s'étend vers l'aval depuis l'extrémité radialement externe de la partie radiale 34 de l'écran de protection 26 (figure 5). Cette partie radiale 34 est appliquée sur la face aval de la bride 27 de la virole externe 4 et est fixée à celle-ci à l'aide de vis 37. Par ailleurs, l'extrémité amont de la partie cylindrique 33 est engagée dans la rainure 29. Plus précisément, un jonc annulaire métallique 38 est monté fixement sur l'extrémité amont de la partie cylindrique 33, ledit jonc 38 et ladite extrémité amont étant engagés dans la rainure 29. Un jeu peut être prévu entre le jonc 38 et les parois latérales de la rainure 29, de manière à faciliter le montage.A cylindrical flange 36 extends downstream from the radially outer end of the radial portion 34 of the shield 26 (Figure 5). This radial portion 34 is applied to the downstream face of the flange 27 of the outer shell 4 and is fixed thereto by means of screws 37. Furthermore, the upstream end of the cylindrical portion 33 is engaged in the groove 29. More specifically, a metal annular ring 38 is fixedly mounted on the upstream end of the cylindrical portion 33, said rod 38 and said upstream end being engaged in the groove 29. A clearance may be provided between the rod 38 and the side walls of the groove 29, so as to facilitate assembly.
Le jonc 38 comporte des portions élastiques 39 de section en forme générale de U, dont les branches sont tournées vers l'aval et enserrent élastiquement l'extrémité amont de la partie cylindrique 33 de l'écran de protection 26. Les portions en U du jonc 38 sont reliées par des portions 40 dont les sections sont en forme de moitié de U, de manière à ménager des ouvertures 41 dans la partie radialement interne et autoriser ainsi le passage de l'air depuis le fond de la rainure 29 vers l'espace interne 41a de la chambre de combustion 1. La partie cylindrique 33 de l'écran de protection 26 comporte en outre des multiperforations 42 situées globalement en regard des multiperforations 22 de la partie aval 21 de la virole externe 4. Ces multiperforations 42 sont inclinées de l'amont vers l'aval et radialement de l'extérieur vers l'intérieur, d'un angle de l'ordre de 45° à 60° par exemple par rapport au plan radial. Des orifices axiaux 43 sont en outre ménagés au niveau de la zone de jonction 35, ces orifices 43 débouchant dans l'espace 44 ménagé entre la virole externe 4 et l'écran de protection correspondant 26, d'une part, et en regard de la plate-forme de la virole externe 12 du distributeur 2, d'autre part. Dans le cas de la figure 6 (cas de la virole externe 4), la circonférence passant par les points hauts (points les plus éloignés de l'axe de la turbomachine) des orifices 43 a, de préférence, un diamètre inférieur de 1,5 à 2,5 mm par exemple au diamètre intérieur de la virole externe 12. Par ailleurs, dans le cas de la virole interne 3, la circonférence passant par les points bas (points les plus proches de l'axe de la turbomachine) des orifices 43 a, de préférence, un diamètre supérieur de 1,5 à 2,5 mm par exemple au diamètre extérieur de la virole interne 11.The ring 38 has elastic portions 39 of generally U-shaped section, the branches of which are turned downstream and resiliently grip the upstream end of the cylindrical portion 33 of the protective shield 26. The U-shaped portions of the rod 38 are connected by portions 40 whose sections are half U-shaped, so as to provide openings 41 in the radially inner portion and thus allow the passage of air from the bottom of the groove 29 to the internal space 41a of the combustion chamber 1. The cylindrical portion 33 of the protective screen 26 further comprises multiperforations 42 located generally facing the multiperforations 22 of the downstream portion 21 of the outer shell 4. These multiperforations 42 are inclined from upstream to downstream and radially from the outside to the inside, by an angle of the order of 45 ° to 60 ° for example with respect to the radial plane. Axial orifices 43 are further provided at the junction zone 35, these orifices 43 opening into the space 44 formed between the outer shroud 4 and the corresponding protective shield 26, on the one hand, and with respect to the platform of the outer ring 12 of the distributor 2, on the other hand. In the case of FIG. 6 (case of the outer shell 4), the circumference passing through the high points (points furthest from the axis of the turbomachine) of the orifices 43 has, preferably, a diameter less than 1, 5 to 2.5 mm for example to the inner diameter of the outer shell 12. Moreover, in the case of the inner shell 3, the circumference passing through the low points (points closest to the axis of the turbomachine) of the orifices 43a, preferably a diameter greater than 1.5 to 2.5 mm, for example the outside diameter of the inner shell 11.
Les orifices 32, 43 et les multiperforations 22, 42 sont globalement répartis uniformément sur toute la circonférence de la virole 4 et de l'écran de protection 26. Les figures 8 et 9 illustrent les positions des multiperforations 22 par rapport aux multiperforations 42. Celles-ci sont positionnées, soit sur des maillages de type équilatéraux (figure 8), soit sur des maillages de type carrés (figure 9). Dans les deux cas, les multiperforations 22 sont décalées axialement et radialement par rapport aux multiperforations 42. On notera également que les multiperforations 42 peuvent présenter une section en forme d'éllipse et les multiperforations 22 peuvent avoir une section circulaire. La virole interne 3 et la virole externe 4 peuvent être réalisées en alliage à base de cobalt ou de nickel/chrome, chaque écran de protection 26 pouvant être réalisé en un matériau composite à matrice céramique (CMC) ou en un alliage, par exemple à base de cobalt. Le jonc 38 peut être réalisé en un alliage à base de nickel/chrome. Comme précédemment, il est prévu des moyens d'étanchéité 16 comportant des lamelles 17 s'étendant entre la chambre de combustion 1 et le distributeur 2. Dans le cas de l'invention, chaque lamelle 17 prend appui de façon étanche sur l'extrémité libre du rebord cylindrique 36 de l'écran de protection 26 et sur l'extrémité libre du rebord amont 14 du distributeur 2. Les lamelles 17 sont maintenues en appui sur les éléments correspondants à l'aide de moyens élastiques de rappel non représentés, similaires à ceux décrits précédemment.The orifices 32, 43 and the multiperforations 22, 42 are generally distributed uniformly over the entire circumference of the shell 4 and the protective screen 26. FIGS. 8 and 9 illustrate the positions of the multiperforations 22 with respect to the multiperforations 42. they are positioned, either on equilateral type meshes (FIG. 8) or on square type meshes (FIG. 9). In both cases, the multiperforations 22 are offset axially and radially with respect to the multiperforations 42. It will also be noted that the multiperforations 42 may have an elliptical-shaped section and the multiperforations 22 may have a circular section. The inner ferrule 3 and the outer ferrule 4 may be made of cobalt or nickel / chromium alloy, each shield 26 may be made of a ceramic matrix composite material (CMC) or an alloy, for example to cobalt base. The rod 38 may be made of a nickel / chromium alloy. As before, there are provided sealing means 16 comprising lamellae 17 extending between the combustion chamber 1 and the distributor 2. In the case of the invention, each lamella 17 bears sealingly on the end free of the cylindrical rim 36 of the protective screen 26 and on the free end of the upstream flange 14 of the distributor 2. The slats 17 are held in abutment on the corresponding elements by means of elastic means of return not shown, similar to those previously described.
En fonctionnement, de l'air froid de contournement 23 circule dans les espaces 24 et 25. Cet air traverse les orifices 32 de façon à déboucher dans le fond de la rainure 29, puis traverse les ouvertures 41. Cet air refroidit ainsi notamment la lèvre 31 ainsi que l'extrémité amont de la partie cylindrique 33 de l'écran de protection thermique 26.In operation, cold bypass air 23 circulates in the spaces 24 and 25. This air passes through the orifices 32 so as to open into the bottom of the groove 29, then through the openings 41. This air thus cools the lip 31 and the upstream end of the cylindrical portion 33 of the thermal protection screen 26.
L'air de contournement 23 traverse en outre les multiperforations 22 de la virole externe 4 afin de déboucher dans l'espace 44 ménagé entre la virole 4 et l'écran de protection 26, puis traverse les multiperforations 42 de l'écran de protection 26 afin de refroidir ce dernier et créer un film d'air au niveau de la surface interne de la partie cylindrique 33. Ceci permet de refroidir efficacement l'écran de protection 26.The bypass air 23 also passes through the multiperforations 22 of the outer shell 4 in order to open into the space 44 formed between the shell 4 and the protection screen 26, then passes through the multiperforations 42 of the protective screen 26. to cool the latter and create a film of air at the inner surface of the cylindrical portion 33. This effectively cooling the shield 26.
L'air débouchant dans l'espace 44 précité traverse également les orifices 43 de manière à former un flux d'air dirigé axialement vers l'aval de façon à éviter que l'air chaud éjecté par la chambre de combustion pénètre dans l'espace 15. L'invention propose donc une chambre de combustion 1 dont la partie aval 21 de chaque virole 3, 4 est protégée par un écran 26, les viroles 3, 4 et les écrans de protection 26 étant refroidis efficacement à l'aide des multiperforations 22, 42 et des orifices 32, 43. On évite ainsi l'apparition de criques ou de fissures au niveau des viroles 3, 4. Par ailleurs, le remplacement éventuel des écrans de protection 26 peut être réalisé simplement et rapidement.The air opening into the aforementioned space 44 also passes through the orifices 43 so as to form an air flow directed axially downstream so as to prevent the hot air ejected by the combustion chamber from entering the space 15. The invention therefore proposes a combustion chamber 1, the downstream portion 21 of each shell 3, 4 is protected by a screen 26, the ferrules 3, 4 and the shields 26 being effectively cooled using the multiperforations 22, 42 and orifices 32, 43. This avoids the appearance of cracks or cracks in the ferrules 3, 4. Furthermore, the possible replacement of the shields 26 can be achieved simply and quickly.
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170717 |
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