Turbine à gaz et procédé de mise en action de cette turbine
Le présent brevet a pour objets une turbine à gaz et un procédé de mise en action de ces turbines.
On s'est continuellement efforcé au cours de ces dernières années de mettre au point de meilleurs dispositifs de pulvérisation et de combustion de carburant pour des turbines à gaz en raison des difficultés auxquelles on s'est heurté avec les dispositifs existants.
Une difficulté avec les brûleurs de turbines à gaz actuellement utilisés est que la gamme dans laquelle le débit du carburant qui passe dans le brûleur peut être modifié tout en permettant encore une pulvérisation satisfaisante, est trop limitée. Cela étant, dans de nombreux moteurs, plusieurs types et calibres de tuyères différents doivent être prévus dans un seul moteur de manière à fournir une capacité de réglage suffisante du débit du carburant. Cette exigence limite le type de chambre de combustion qu'on peut utiliser dans un moteur à turbine à gaz d'un encombrement et d'un type donné. Cela étant, le rapport poids-puissance du moteur n'est pas aussi petit que si on pouvait utiliser le type de chambre de combustion le plus approprié.
Une autre difficulté avec des brûleurs-pulvérisateurs connus est qu'ils ne produisent habituellement pas une flamme de la forme la plus favorable. Par exemple, la plupart de ces flammes sont allongées et étroites et les gaz de combustion se déplacent à des vitesses relativement élevées. Cela signifie qu'il faut utiliser une chambre de combustion relativement longue pour permettre au combustible de brûler complètement. De plus, il s'ensuit également qu'on ne peut utiliser que certains types de chambres de combustion pour tirer parti au maximum de la configuration des flammes.
Une difficulté avec certains brûleurs-pulvérisateurs est qu'ils exigent que les carburants liquides ou gazeux soient pompés à des pressions relativement élevées. Les pompes à haute pression requises pour ces systèmes augmentent le poids, le prix de revient, la complexité et la fragilité du moteur.
Cela étant, la présente invention a pour but de procurer une turbine à gaz, qui évite les difficultées précitées.
La turbine à gaz selon l'invention, comprenant une chambre à combustion, un compresseur et un brûleur pulvérisateur pour un carburant fluide, est caractérisée en ce que le brûleur-pulvérisateur comprend une tuyère comportant une sortie divergente et un résonateur prévu dans la chambre à combustion devant la sortie de la tuyère, et en ce que le compresseur est raccordé à l'entrée de la tuyère.
Le procédé pour la mise en action de la turbine à gaz selon l'invention est caractérisé en ce qu'on introduit du gaz dans la tuyère, la pression du gaz étant telle que la tuyère produit dans une zone à combustion de la chambre à combustion un courant de gaz ayant une vitesse au moins sonique et une pression à la sortie de la tuyère inférieure à celle du gaz ambiant dans la zone à combustion, de manière à créer une implosion de gaz ambiant de la zone à combustion dans le courant de gaz, en ce qu'on dirige le courant de gaz vers le résonateur dans la zone à combustion et en ce qu'on introduit le carburant dans le courant de gaz pour pulvériser le carburant.
Quelques formes d'exécution de la turbine objet de l'invention seront décrites, à titre d'exemple en se référant au dessin annexé, dans lequel:
La fig. 1 est une vue en perspective en partie arrachée d'un brûleur-pulvérisateur faisant partie de la première forme d'exécution.
La fig. 2 est une coupe suivant la ligne 2-2 de la fig. 1.
La fig. 3 est une coupe suivant la ligne 3-3 de la fig. 2.
La fig. 4 est une coupe transversale suivant la ligne 4-4 de la fig. 2.
La fig. 5 est une coupe suivant la ligne 5-5 de la fig. 2.
La fig. 6 est une vue en perspective, en partie arrachée et en partie schématique, de la première forme d'exécution.
La fig. 7 est une vue en perspective, en partie arrachée et en partie schématique, de la seconde forme d'exécution.
La fig. 8 est une coupe, en partie arrachée, suivant la ligne 8-8 de la fig. 6.
La fig. 9 est une coupe, en partie arrachée, suivant la ligne 9-9 de la fig. 7.
La fig. 10 est une vue en perspective d'un autre brûleur-pulvérisateur.
La fig. 11 est une coupe suivant la ligne 11-11 de la fig. 10.
La fig. 12 est une coupe suivant la ligne 12-12 de la fig. 11, et
la fig. 13 est une vue en élévation arrière, en partie en coupe transversale de la turbine représentée sur la fig. 6.
Un brûleur-pulvérisateur 10 représenté aux fig. 1 à 5, est monté dans une paroi de la chambre de combustion d'une turbine à gaz et est construit suivant les principes des brevets suisses Nos 421579, 457937, 466174 et 438164. Le brûleur-pulvérisateur 10 comprend une tuyère 12 comportant une entrée 14 recevant du gaz comprimé, une entrée convergente 16, une partie de stabilisation cylindrique 18 et une sortie divergente 20. La tuyère 12 peut transformer du gaz sous pression, par exemple de l'air, en un courant de gaz à grande vitesse qui est injecté dans l'air ambiant avec une pression interne à la sortie de la tuyère inférieure à la pression de l'air ambiant. Le courant ou le jet de gaz à grande vitesse est dirigé dans une cavité de résonance 22 prévue dans un organe de support 24.
Le liquide à pulvériser est introduit dans le courant de gaz par deux lumières d'alimentation opposées 26 et 28 qui sont alignées perpendiculairement à l'axe longitudinal de la tuyère et qui s'ouvrent dans la partie stabilisatrice 1S.
Ce pulvérisateur développe des ondes de pression soniques dont la longueur est accrue par une amplification résonante dans la cavité 22. Le liquide introduit dans le pulvérisateur semble être pulvérisé par les forces combinées des ondes de choc dans le courant de gaz à grande vitesse et les ondes de pression soniques amplifiées. Le liquide est divisé en de très petites gouttelettes de grosseur uniforme. La dépression qui règne à la sortie de la tuyère provoque une implosion du gaz ambiant (air) dans le jet et améliore fortement la pulvérisation.
Lorsqu'un carburant liquide est pulvérisé dans le pulvérisateur et allumé, on obtient une flamme présentant des qualités incomparables. La combustion dans la flamme est presque complète et elle est très difficile à éteindre. De plus, grâce aux deux lumières d'alimentation de liquide opposées, la flamme présente une forme aplatie ou en éventail qui fait que le brûleur convient parfaitement pour les turbines à gaz.
Une particularité extrêmement intéressante du pulvérisateur 10 est que les lumières de carburant 26 et 28 ont un diamètre comparativement grand. Elles ne sont donc pas facilement obstruées par des impuretés contenues dans le carburant et une pression d'alimentation relativement faible suffit pour débiter du carburant par les lumières 26 et 28 à un débit élevé satisfaisant.
Une autre particularité extrêmement intéressante de ce pulvérisateur est qu'il peut être souvent utilisé avec des pressions très basses pour le gaz introduit dans la tuyère 12. Par exemple, dans de nombreuses applications telles que des turbines à gaz, la pression d'alimentation du gaz va de moins de 0,035 kgXcm2 à 0,35 k,glcm2 au maximum. Dans ces circonstances, la pression à la sortie des lumières d'alimentation 26 et 28 est souvent inférieure à la pression atmosphérique avec pour résultat que le carburant est aspiré dans la tuyère par la dépression et une pression supérieure à la pression atmosphérique n'est donc pas nécessaire.
Quoique la pression d'alimentation de carburant peu élevée du pulvérisateur 10 soit avantageuse lorsque le pulvérisateur est utilisé avec de nombreux dispositifs de réglage de l'alimentation du carburant, on se heurte à des difficultés spéciales. En effet, ces dispositifs de réglage utilisent souvent la pression à l'entrée du pulvérisateur, c'est-à-dire la contre-pression du pulvérisateur comme signal d'entrée pour le dispositif de réglage. Comme les pompes commandées par ces dispositifs travaillent souvent à des pressions de refoulement relativement élevées, elles exigent souvent mi signal d'entrée de pression également élevé du pulvérisateur.
Si le signal de contre-pression n'est pas suffisamment élevé, le dispositif de réglage tend souvent à être instable avec pour résultat que le carburant est débité d'une manière très inégale et que les flammes vacillent d'une manière correspondante.
Comme on peut le voir sur la fig. 2, le dispositif d'alimentation de liquide pour remédier à cet inconvénient comprend une douille intérieure 30 qui est ajustée sur une partie cylindrique de la surface extérieure de la tuyère 12 et qui porte contre un épaulement situé près de l'extrémité avant ou aval de la tuyère 12. Une douille extérieure 32 est placée sur la surface extérieure de la douille intérieure 30 et est fixée à son extrémité aval à une nervure annulaire 34 de la tuyère 12 constituée par une bague formant une gorge annulaire 36. Les orifices d'entrée des lumières d'alimentation de fluide 26 et 28 s ouvrent dans la gorge 36.
Une gorge annulaire 38 ménagée dans l'extrémité amont de la douille intérieure 30 forme un passage d'entrée annulaire pour le fluide. La gorge 38 communique avec un raccord de conduite 40 qui fait partie de la douille extérieure 32.
A la fig. 4, du carburant est refoulé dans le raccord d'entrée 40 par une pompe à haute pression et un dispositif de réglage 43. La contre-pression du carburant dans le passage d'entrée 38 est mesurée par le dispositif de réglage et est utilisée comme signal d'entrée.
Pour amener la contre-pression dans le passage 38 à une valeur suffisamment élevée, on prévoit deux gorges hélicoïdales parallèles 42 et 44 dans la surface extérieure de la douille 30. Les gorges 42 et 44 forment, avec la douille 32, des passages d'écoulement de fluide qui s'opposent à un écoulement sinueux et qui sont raccordés au passage d'alimentation 38 et aux lumières d'alimentation 26 et 28.
Comme on peut le voir sur la fig. 3, les orifices de sortie 46 et 48 des passages hélicoïdaux 42 et 44 sont décalés de 1800 l'un de l'autre et sont alignés sur un axe fonna ' un angle de 900 avec l'axe des lumières 26 et 28.
De même, comme on peut le voir sur la fig. 4, les orifices d'entrée 50 et 52 des passages hélicoïdaux 42 et 44 sont décalés de 1800 l'un de l'autre et de 900 du raccord d'entrée 40 de manière à maintenir une alimentation uniforme à l'entrée.
Les gorges 42 et 44 sont taillées dans la douille 30 comme un pas de vis et sont de section carrée. Chaque gorge présente une section uniforme sur toute sa longueur. Les gorges 42 et 44 ont des sections égales mais leurs sections peuvent être délibérément inégales afin de modifier la forme de la pulvérisation ou de la flamme sortant du pulvérisateur. Les fonds des gorges 42 et 44 sont à niveau avec la surface formant le fond de la gorge de sortie 36 et avec le fond de la gorge 38 de manière à former un fond continu et lisse pour l'entrée et la sortie des gorges 42 et 44.
Chaque gorge hélicoïdale 42 ou 44 offre une résistance de friction au passage du fluide. La longueur de chaque gorge est suffisante pour procurer la contre-pression désirée dans le passage d'entrée 38. Par exemple, dans une installation typique du pulvérisateur 10 dans une turbine à gaz, les gorges 42 et 44 assurent une pression de 4,2 kg/cm ou plus à l'entrée et une pression très faible à la sortie.
Les gorges 42 et 44 provoquent une perte de charge relativement importante en un espace relativement restreint. La douille intérieure dans laquelle les gorges 42 et 44 sont taillées fait partie de la tuyère cylindrique de sorte que les gorges 42 et 44 peuvent être assez longues tout en n'occupant que très peu de place, qui n'est habituellement pas nécessaire pour le pulvérisateur lui-même.
Une particularité importante est que la section des gorges 42 et 44 est grande par rapport au diamètre de l'orifice d'un étrangleur classique qui peut être utilisé pour établir la perte de charge voulue. Les gorges 42 et 44 laissent donc passer facilement des carburants contenant de grandes quantités d'impuretés sans s'obstruer.
Les fig. 10 à 12 représentent une autre forme d'exécution du brûleur-pulvérisateur 60 qui ressemble fortement au brûleur-pulvérisateur 10 représenté sur les fig. 1 à 5. Les différences principales entre les brûleurspulvérisateurs 10 et 60 sont que, dans le brûleur 60, le corps 12 de la tuyère est relativement court et est fixé à un dispositif d'alimentation de fluide 62 par une tige 64 et un tube 66. Cette construction place l'orifice d'entrée 68 de la partie convergente 16 de la tuyère en communication avec l'atmosphère et permet à la tuyère de recevoir de l'air comprimé directement du compresseur de la turbine, comme décrit en détail ci-après.
Le dispositif d'alimentation de fluide 62 comprend un boîtier 70 comportant deux brides 72 percées de trous servant à monter le dispositif 60 dans un moteur. Le boîtier 70 comprend une cavité cylindrique verticale pourvue d'un perçage latéral 73 communiquant avec la cavité. Une extrémité du tube d'alimentation de fluide 66 est ajustée de force dans le perçage 73 de manière à s'ouvrir dans la cavité verticale du boîtier 70. Une extrémité de la tige 64 est pressée dans un perçage semblable formé dans le boîtier 70 au-dessus du perçage 73.
Un bouchon cylindrique 74 est placé dans la cavité verticale du boîtier 70 et comporte une gorge hélicoïdale 76 de section carrée taillée dans sa surface extérieure.
L'extrémité inférieure du bouchon 74 est de moindre diamètre que le reste du bouchon de manière à former une chambre annulaire 78 dans le boîtier 70 qui communique avec le tube d'alimentation de fluide 66. Un chapeau 80 est fixé sur le dessus du boîtier 70 et sa surface inférieure est en substance à niveau avec l'extrémité supérieure du bouchon hélicoïdal 74. Le chapeau 80 est percé d'un perçage horizontal 82 et comporte un perçage vertical central 84 communiquant avec le perçage horizontal 82.
Comme on peut le voir sur la fig. 12, le bouchon hélicoïdal 74 comporte une rainure carrée 86 taillée dans sa surface supérieure. Des tubes d'amenée de carburant 88 sont engagés dans le perçage 82 et du carburant est débité par les tubes 88, le perçage 84 et la rainure 86 dans le passage de fluide hélicoïdal 76. Le passage 76 offre une résistance au passage du fluide et fournit une contre-pression relativement élevée au circuit d'alimentation de carburant. Le bouchon hélicoïdal est de préférence ajusté de force dans la cavité verticale du boîtier 70 de manière à former un passage étanche au fluide pour le carburant et les joints entre les éléments du dispositif 60 sont de préférence soudés pour assurer un montage étanche au fluide.
La fig. 1 1 montre que l'extrémité gauche 92 du tube 66 est de moindre diamètre extérieur et est engagée dans un perçage correspondant ménagé dans le corps 12 de la tuyère. Un passage 94 ménagé dans le corps 12 communique avec le tube 66 et avec une gorge 96 qui s'étend autour de la périphérie du corps 12 de la tuyère et qui communique avec les deux lumières d'alimentation de carburant opposées 26 et 28 qui s'ouvrent dans la partie stabilisatrice 18 de la tuyère. Une bague cylindrique 98 ferme la gorge 96 de façon étanche.
Le résonateur 100 représenté sur les fig. 10 et 11 est légèrement différent du résonateur 24 représenté sur les fig. 1 et 2. Le résonateur 100 est plus court et présente une forme extérieure hémisphérique au lieu de cylindrique. De plus, la surface arrière réflectrice 102 de la cavité 22 est placée beaucoup plus près de l'orifice de sortie de la tuyère que la surface correspondante de la cavité 22 représentée sur les fig. 1 et 2. Les lignes pointillées 104 indiquent le trajet probable des ondes de choc obliques qui semblent être créées entre la sortie de la tuyère et la surface réflectrice 102. Ces ondes de choc semblent être des ondes de répétition avec une longueur d'onde qui peut être calculée suivant les brevets américains précités. La distance X est la distance séparant l'extrémité de la tuyère du premier point d'intersection 106 des ondes de choc 104.
Cette distance est égale à une demi-longueur d'onde des ondes de choc. La surface réflectrice 102 est placée juste au-delà du point d'intersection 106; en d'autres termes, la surface 102 est placée dans la première partie de la seconde demilongueur d'onde partant de l'orifice de sortie de la tuyère 12. Au contraire, la surface réflectrice du résonateur des fig. 1 et 2 est placée dans la dernière partie de la seconde demi-longueur d'onde. De plus, la profondeur de la cavité 22 sur la fig. 11 n'est pas égale à celle de la cavité correspondante sur les fig. 1 et 2. Ainsi, le résonateur 100 ne s'étend pas aussi loin en avant de la tuyère que le résonateur 24. Cette particularité diminue la tendance à chauffer le résonateur dans la chambre de combustion de la turbine. La partie la plus chaude de la flamme se situe bien en aval du résonateur 100.
La forme hémisphérique du résonateur 100 semble créer des couches limites de gaz plus épaisses entre la surface du résonateur et les gaz qui s'écoulent autour du résonateur de manière à procurer une isolation qui s'oppose à une transmission de chaleur de la flamme au métal du résonateur. La matière du résonateur 100 est de préférence de l'acier résistant à la chaleur tel que de 1' Inconel 600 .
Le diamètre du résonateur 100 est de préférence approximativement égal au diamètre extérieur de la tuyère 12. On obtient ainsi une flamme plus courte mais plus ouverte ce qui réduit au minimum la longueur de la chambre de combustion nécessaire dans le moteur et ouvre la flamme au maximum.
Les fig. 6, 8 et 13 montrent une turbine à gaz 106 utilisant deux brûleurs-pulvérisateurs 60. L'air pénètre dans la turbine par une buse d'admission d'air 108 et est dirige vers les ailettes 110 du rotor d'un premier compresseur suivant le trajet 112. L'air comprimé sortant du premier compresseur passe par un conduit 114 qui l'amène aux ailettes 116 du rotor d'un second compresseur. Les rotors 110 et 116 des deux étages de compresseurs sont montés sur un arbre d'entraînement commun 117 qui fournit également la force motrice rotative servant à entraîner une hélice d'avion, un générateur electri- que ou une autre charge.
L'air comprimé passe du second compresseur par un conduit 118 à un passage formé entre la paroi extérieure 130 de la turbine et une chambre de combustion annulaire 120. Les parois latérales de la chambre de combustion 120 comportent de nombreux trous 122 (fig. 8) par lesquels l'air comprimé pénètre dans la chambre de combustion.
Sur la fig. 8, le brûleur-pulvérisateur 60 comporte une petite partie cylindrique 124 qui part du boîtier 70 du dispositif d'alimentation de fluide. La partie 124 est engagée dans un logement cylindrique prévu dans la paroi arrière du carter de la turbine. Des boulons traversent des trous ménagés dans les brides 72 et des écrous 126 sont vissés sur les boulons pour maintenir le dispositif 60 en place.
La tuyère 12 est prise dans une bague 128 qui est ellemême fixée dans une ouverture ménagée à l'extrémité arrière de la chambre de combustion 120. L'air comprimé qui pénètre dans l'espace séparant la paroi extérieure 130 de la chambre de combustion 120, est donc amené directement à l'orifice d'entrée 68 de la tuyère. Comme les trous 122 dans la chambre de combustion limitent l'écoulement de l'air qui pénètre dans la chambre de combustion 120, une différence de pression existe entre l'intérieur et l'extérieur de la chambre de combustion. Comme on a pu le remarquer, cette différence de pression varie entre environ 0,035 ou 0,07 à 0,35 kg/cm2. C'est cette différence de pression que l'on utilise pour refouler de l'air par la tuyère 12 et pour faire fonctionner le brûleur-pulvérisateur 60.
Aucun compresseur d'air auxiliaire n'est nécessaire mais on peut en prévoir un, si on le désire.
Dans le dispositif 10 représenté sur les fig. 1 à 5, de l'air comprimé est refoulé par le compresseur de la turbine dans le tube d'entrée 14 par un tube séparé (non représenté). Mais dans la turbine selon les fig. 6 et 8, il n'est plus nécessaire d'utiliser un tube auxiliaire.
Le carburant est amené aux tuyaux d'alimentation 88 (fig. 13) par un raccord d'entrée 132. Chacun des dix brûleurs produit une flamme plate dont la largeur s'étend circonférentiellement par rapport à la chambre de combustion 120. Les flammes des dix brûleurs se rejoignent à leurs extrémités et forment une couronne de flammes. Le carburant brûlé dans la chambre 120 élève la température de l'air qui passe dans la chambre et refoule l'air chauffé par une ouverture de sortie 134 où il passe dans une turbine à trois étages 136 qui est fixée sur l'arbre 117.
Dans la turbine 136, le gaz chauffé est comprimé et dilaté et entraîne l'arbre 117 sur lequel les ailettes de turbine sont montées. A la sortie de la turbine 136, les gaz passent par un diffuseur divergent 138 par lequel ils sont évacués dans l'atmosphère. Suivant des particularités de construction variables de la turbine 136, cette turbine peut extraire une grande partie du travail des gaz provenant de la chambre de combustion de manière à transmettre principalement de la force motrice rotative par l'arbre d'entraînement 117 ou elle peut n'extraire que suffisamment de puissance pour entraîner les compresseurs, procurant ainsi une poussée substantielle servant à propulser un appareil d'aviation purement par réaction.
Les fig. 7 et 9 montrent une turbine à gaz 140 utilisant une seule chambre de combustion cylindrique 142 en combinaison avec le brûleur-pulvérisateur 60.
L'air pénètre dans la turbine 140 par une entrée 44 et est dirigé vers les ailettes 146 du compresseur qui sont montées sur un arbre d'entraînement de sortie 148. L'air comprimé passe par un conduit 150 suivant une ligne pointillée 152 et par un passage 154 autour de l'extérieur de la chambre de combustion 142.
L'air comprimé provenant du compresseur passe entre la chambre de combustion 142 et la paroi extérieure 156 de l'enveloppe de la turbine. La chambre de combustion 142 est percée de plusieurs trous 158 par lesquels l'air comprimé pénètre dans la chambre. Le brûleur-pulvérisateur 60 est monté dans la paroi arrière de l'enveloppe 156 et dans le fond de la chambre de combustion 142 et l'air comprimé est refoulé par l'ouverture 68 de la tuyère 12 en substance de la même façon que dans la réalisation décrite plus haut avec référence à la fig. 8. Mais un chapeau 160 qui diffère du chapeau 80, est fixé à l'extrémité supérieure du boîtier 70 du distributeur de fluide. Le chapeau 160 est percé d'une ouverture verticale taraudée 162 dans laquelle une conduite d'alimentation de carburant 164 est fixée.
L'air chauffé provenant de la chambre de combustion 142 s'écoule par un passage en hélice dans la turbine suivant le trajet 166 et est ensuite projeté contre les ailettes d'une turbine à un seul étage 168 où la majeure partie de l'énergie est extraite des gaz chauffés et est transformée en force motrice rotative. Les gaz chauffés sortent alors du moteur par un court diffuseur 170.
Le brûleur-pulvérisateur décrit peut être utilisé dans des turbopropulseurs dans lesquels plusieurs chambres de combustion cylindriques sont disposées en couronne.
Il n'est pas nécessaire de comprimer le gaz d'alimentation de la tuyère du brûleur-pulvérisateur pour que le dispositif fonctionne convenablement. Il suffit que la pression d'alimentation du gaz dans la tuyère soit supérieure à la pression du gaz ambiant à la sortie de la tuyère. Par exemple, l'entrée de la tuyère peut s'ouvrir dans l'atmosphère de sorte que la pression d'entrée est la pression atmosphérique tandis que la sortie de la tuyère s'ouvre dans une chambre maintenue sous dépression.
On crée ainsi la différence de pression nécessaire pour faire fonctionner le pulvérisateur.
Les brûleurs-pulvérisateurs 10 et 60 ont été utilisés avec succès comme brûleurs de turbines à gaz. Ils ont été éprouvés par comparaison avec des tuyères classiques utilisant de petits orifices par lesquels le carburant est refoulé sous une pression élevée. Par exemple, dans des essais réels dans un simulateur de turbine à gaz utilisant dix brûleurs-pulvérisateurs 10, le simulateur a fonctionné pendant plus de 10 heures sans interruption au moyen de carburants contenant de fortes quantités de particules solides (sable, etc.) sans présenter de signes d'obstruction.
Par comparaison, lorsqu'on a utilisé le même simulateur de turbine avec les mêmes carburants et dix tuyères de brûleur du type précédemment utilisé dans ces turbines, le simulateur n'a fonctionné que pendant quelques minutes avant que la turbine s'arrête par suite de l'obstruction des lumières d'alimentation de carburant des tuyères.
De plus, dans des essais semblables, la flamme produite par le brûelur décrit est beaucoup plus chaude que la flamme produite par les brûleurs connus. En outre, on a utilisé des carburants de viscosités largement différentes avec un succès égal tandis que les brûleurs connus ne brûlent que des carburants relativement volatils comme le kérosène. De plus, les carburants utilisés avec succès sont des carburants relativement peu coûteux tels que des huiles N s 2 et 4 et des huiles brutes. En fait, les brûleurs décrits permettent de brûler des carburants peu coûteux dans la turbine et assurent donc des économies de carburant considérables.
On peut même changer de carburants pendant que la turbine fonctionne, sans arrêt de la turbine et sans interruption sensible de la combustion. Par exemple, on peut passer des carburants de haute qualité et très volatils à des carburants de qualité moindre, peu volatils, et on peut même passer au gaz naturel pur débité par la tuyère du pulvérisateur. Lorsqu'on utilise des combustibles gazeux, ces combustibles peuvent être introduits dans le brûleur de la même façon que les carburants liquides ou ils peuvent être utilisés comme source de gaz comprimé utilisé pour faire fonctionner le pulvérisateur.
Gas turbine and method of activating this turbine
The present patent relates to a gas turbine and a method of activating these turbines.
Continuous efforts have been made in recent years to develop better fuel atomizing and combustion devices for gas turbines because of the difficulties encountered with existing devices.
One difficulty with presently used gas turbine burners is that the range over which the flow rate of fuel passing through the burner can be varied while still allowing satisfactory atomization is too limited. However, in many engines several different types and sizes of nozzle must be provided in a single engine in order to provide sufficient fuel flow control capability. This requirement limits the type of combustion chamber that can be used in a gas turbine engine of a given size and type. However, the engine's power-to-weight ratio is not as small as if the most suitable type of combustion chamber could be used.
Another difficulty with known spray burners is that they usually do not produce a flame of the most favorable form. For example, most of these flames are elongated and narrow, and the combustion gases move at relatively high speeds. This means that a relatively long combustion chamber must be used to allow the fuel to burn completely. In addition, it also follows that only certain types of combustion chambers can be used to take full advantage of the flame configuration.
A difficulty with some burner sprayers is that they require that liquid or gaseous fuels be pumped at relatively high pressures. The high pressure pumps required for these systems increase the weight, cost, complexity and fragility of the engine.
However, the object of the present invention is to provide a gas turbine which avoids the aforementioned difficulties.
The gas turbine according to the invention, comprising a combustion chamber, a compressor and a spray burner for a fluid fuel, is characterized in that the spray burner comprises a nozzle comprising a divergent outlet and a resonator provided in the chamber. combustion in front of the outlet of the nozzle, and in that the compressor is connected to the inlet of the nozzle.
The method for activating the gas turbine according to the invention is characterized in that gas is introduced into the nozzle, the pressure of the gas being such that the nozzle produces in a combustion zone of the combustion chamber a gas stream having at least a sonic velocity and a pressure at the outlet of the nozzle lower than that of the ambient gas in the combustion zone, so as to create an implosion of ambient gas from the combustion zone into the gas stream , directing the gas stream to the resonator in the combustion zone and introducing the fuel into the gas stream to spray the fuel.
Some embodiments of the turbine object of the invention will be described, by way of example with reference to the appended drawing, in which:
Fig. 1 is a partially cut-away perspective view of a burner-atomizer forming part of the first embodiment.
Fig. 2 is a section taken along line 2-2 of FIG. 1.
Fig. 3 is a section taken along line 3-3 of FIG. 2.
Fig. 4 is a cross section taken on line 4-4 of FIG. 2.
Fig. 5 is a section taken along line 5-5 of FIG. 2.
Fig. 6 is a perspective view, partly cut away and partly schematic, of the first embodiment.
Fig. 7 is a perspective view, partly cut away and partly schematic, of the second embodiment.
Fig. 8 is a section, partly broken away, taken on line 8-8 of FIG. 6.
Fig. 9 is a section, partly broken away, taken on line 9-9 of FIG. 7.
Fig. 10 is a perspective view of another burner-sprayer.
Fig. 11 is a section taken along line 11-11 of FIG. 10.
Fig. 12 is a section taken along line 12-12 of FIG. 11, and
fig. 13 is a rear elevational view, partly in cross section, of the turbine shown in FIG. 6.
A burner-atomizer 10 shown in FIGS. 1 to 5, is mounted in a wall of the combustion chamber of a gas turbine and is constructed according to the principles of Swiss patents Nos. 421579, 457937, 466174 and 438164. The burner-atomizer 10 comprises a nozzle 12 having an inlet 14 receiving compressed gas, a converging inlet 16, a cylindrical stabilizing part 18 and a diverging outlet 20. The nozzle 12 can transform pressurized gas, for example air, into a high velocity gas stream which is injected into the ambient air with an internal pressure at the outlet of the nozzle lower than the pressure of the ambient air. The high speed gas stream or jet is directed into a resonance cavity 22 provided in a support member 24.
The liquid to be sprayed is introduced into the gas stream through two opposing supply ports 26 and 28 which are aligned perpendicular to the longitudinal axis of the nozzle and which open into the stabilizing part 1S.
This sprayer develops sonic pressure waves the length of which is increased by resonant amplification in cavity 22. The liquid introduced into the sprayer appears to be sprayed by the combined forces of the shock waves in the high speed gas stream and the waves. sonic pressure amplified. The liquid is divided into very small droplets of uniform size. The depression which prevails at the outlet of the nozzle causes an implosion of the ambient gas (air) in the jet and greatly improves the spraying.
When a liquid fuel is sprayed into the atomizer and ignited, a flame is obtained with incomparable qualities. The combustion in the flame is almost complete and it is very difficult to extinguish. Additionally, thanks to the two opposing liquid supply lumens, the flame has a flattened or fan shape which makes the burner ideal for gas turbines.
An extremely interesting feature of the sprayer 10 is that the fuel ports 26 and 28 have a comparatively large diameter. They are therefore not easily obstructed by impurities contained in the fuel and a relatively low supply pressure is sufficient to deliver fuel through the ports 26 and 28 at a satisfactory high flow rate.
Another extremely interesting feature of this sprayer is that it can often be used with very low pressures for the gas introduced into the nozzle 12. For example, in many applications such as gas turbines, the supply pressure of the nozzle. gas ranges from less than 0.035 kgXcm2 to 0.35k, maximum glcm2. Under these circumstances, the pressure at the outlet of the feed ports 26 and 28 is often less than atmospheric pressure with the result that the fuel is drawn into the nozzle by the vacuum and a pressure greater than atmospheric pressure is therefore not not necessary.
While the low fuel feed pressure of the sprayer 10 is advantageous when the sprayer is used with many fuel feed control devices, special difficulties are encountered. Indeed, these adjustment devices often use the pressure at the inlet of the sprayer, that is to say the back pressure of the sprayer as an input signal for the adjustment device. As the pumps controlled by these devices often operate at relatively high discharge pressures, they often require an equally high pressure input signal from the sprayer.
If the back pressure signal is not high enough, the adjuster often tends to be unstable with the result that the fuel is delivered very unevenly and the flames flicker in a corresponding manner.
As can be seen in fig. 2, the liquid supply device to overcome this drawback comprises an inner sleeve 30 which fits over a cylindrical portion of the outer surface of the nozzle 12 and which bears against a shoulder located near the front or downstream end of the nozzle. the nozzle 12. An outer sleeve 32 is placed on the outer surface of the inner sleeve 30 and is fixed at its downstream end to an annular rib 34 of the nozzle 12 constituted by a ring forming an annular groove 36. The inlet orifices fluid supply ports 26 and 28 open in throat 36.
An annular groove 38 formed in the upstream end of the inner sleeve 30 forms an annular inlet passage for the fluid. The groove 38 communicates with a pipe fitting 40 which forms part of the outer sleeve 32.
In fig. 4, fuel is delivered to the inlet fitting 40 by a high pressure pump and an adjuster 43. The back pressure of the fuel in the inlet passage 38 is measured by the adjuster and is used as input signal.
To bring the back pressure in the passage 38 to a sufficiently high value, two parallel helical grooves 42 and 44 are provided in the outer surface of the sleeve 30. The grooves 42 and 44 form, with the sleeve 32, passages of fluid flows which oppose a meandering flow and which are connected to the supply passage 38 and to the supply ports 26 and 28.
As can be seen in fig. 3, the outlets 46 and 48 of the helical passages 42 and 44 are offset 1800 from each other and are aligned on an axis at an angle of 900 with the axis of the ports 26 and 28.
Likewise, as can be seen in FIG. 4, the inlet ports 50 and 52 of the helical passages 42 and 44 are offset 1800 from each other and 900 from the inlet fitting 40 so as to maintain a uniform supply at the inlet.
The grooves 42 and 44 are cut in the sleeve 30 like a thread and are of square section. Each groove has a uniform section over its entire length. The grooves 42 and 44 have equal sections but their sections can be deliberately unequal in order to modify the shape of the spray or the flame coming out of the sprayer. The bottoms of the grooves 42 and 44 are level with the surface forming the bottom of the outlet groove 36 and with the bottom of the groove 38 so as to form a continuous and smooth bottom for the entry and exit of the grooves 42 and 44.
Each helical groove 42 or 44 provides frictional resistance to the passage of the fluid. The length of each groove is sufficient to provide the desired back pressure in the inlet passage 38. For example, in a typical installation of the sprayer 10 in a gas turbine, the grooves 42 and 44 provide a pressure of 4.2. kg / cm or more at the inlet and very low pressure at the outlet.
The grooves 42 and 44 cause a relatively large pressure drop in a relatively small space. The inner sleeve into which the grooves 42 and 44 are cut is part of the cylindrical nozzle so that the grooves 42 and 44 can be quite long while taking up very little space, which is usually not required for the nozzle. sprayer itself.
An important feature is that the section of the grooves 42 and 44 is large compared to the diameter of the orifice of a conventional choke which can be used to establish the desired pressure drop. The grooves 42 and 44 therefore allow fuels containing large amounts of impurities to pass easily without becoming clogged.
Figs. 10 to 12 show another embodiment of the burner-sprayer 60 which closely resembles the burner-sprayer 10 shown in FIGS. 1 to 5. The main differences between the spray burners 10 and 60 are that in the burner 60, the nozzle body 12 is relatively short and is attached to a fluid supply device 62 by a rod 64 and a tube 66. This construction places the inlet 68 of the converging portion 16 of the nozzle in communication with the atmosphere and allows the nozzle to receive compressed air directly from the turbine compressor, as described in detail below. after.
The fluid supply device 62 comprises a housing 70 having two flanges 72 pierced with holes for mounting the device 60 in a motor. The housing 70 comprises a vertical cylindrical cavity provided with a lateral bore 73 communicating with the cavity. One end of the fluid supply tube 66 is forcibly fitted in the bore 73 so as to open into the vertical cavity of the housing 70. One end of the rod 64 is pressed into a similar bore formed in the housing 70 at the bottom. -above the hole 73.
A cylindrical plug 74 is placed in the vertical cavity of the housing 70 and has a helical groove 76 of square section cut into its outer surface.
The lower end of the plug 74 is smaller in diameter than the rest of the plug so as to form an annular chamber 78 in the housing 70 which communicates with the fluid supply tube 66. A cap 80 is attached to the top of the housing. 70 and its lower surface is substantially level with the upper end of the helical plug 74. The cap 80 has a horizontal bore 82 and has a central vertical bore 84 communicating with the horizontal bore 82.
As can be seen in fig. 12, the helical plug 74 has a square groove 86 cut into its upper surface. Fuel supply tubes 88 are engaged in bore 82 and fuel is delivered through tubes 88, bore 84 and groove 86 into the helical fluid passage 76. The passage 76 provides resistance to the passage of fluid and provides relatively high back pressure to the fuel supply system. The helical plug is preferably forcibly fitted into the vertical cavity of the housing 70 so as to form a fluid-tight passage for the fuel and the joints between the elements of the device 60 are preferably welded to provide a fluid-tight fit.
Fig. January 1 shows that the left end 92 of the tube 66 is of smaller outside diameter and is engaged in a corresponding bore made in the body 12 of the nozzle. A passage 94 formed in the body 12 communicates with the tube 66 and with a groove 96 which extends around the periphery of the body 12 of the nozzle and which communicates with the two opposed fuel supply ports 26 and 28 which s 'open in the stabilizing part 18 of the nozzle. A cylindrical ring 98 closes the groove 96 in a sealed manner.
The resonator 100 shown in FIGS. 10 and 11 is slightly different from the resonator 24 shown in FIGS. 1 and 2. The resonator 100 is shorter and has a hemispherical exterior shape instead of cylindrical. In addition, the reflective rear surface 102 of cavity 22 is placed much closer to the outlet of the nozzle than the corresponding surface of cavity 22 shown in Figs. 1 and 2. The dotted lines 104 indicate the probable path of the oblique shock waves which appear to be created between the nozzle outlet and the reflecting surface 102. These shock waves appear to be repeating waves with a wavelength which can be calculated according to the above mentioned US patents. The distance X is the distance separating the end of the nozzle from the first point of intersection 106 of the shock waves 104.
This distance is equal to half a wavelength of the shock waves. The reflective surface 102 is placed just beyond the point of intersection 106; in other words, the surface 102 is placed in the first part of the second half wavelength starting from the outlet of the nozzle 12. On the contrary, the reflecting surface of the resonator of FIGS. 1 and 2 is placed in the last part of the second half wavelength. In addition, the depth of the cavity 22 in FIG. 11 is not equal to that of the corresponding cavity in FIGS. 1 and 2. Thus, the resonator 100 does not extend as far forward of the nozzle as the resonator 24. This feature reduces the tendency to heat the resonator in the combustion chamber of the turbine. The hottest part of the flame is well downstream of the resonator 100.
The hemispherical shape of resonator 100 appears to create thicker gas boundary layers between the resonator surface and the gases flowing around the resonator so as to provide insulation that opposes heat transfer from the flame to the metal. of the resonator. The material of the resonator 100 is preferably heat resistant steel such as Inconel 600.
The diameter of the resonator 100 is preferably approximately equal to the outer diameter of the nozzle 12. A shorter but more open flame is thus obtained, which minimizes the length of the combustion chamber required in the engine and opens the flame to the maximum. .
Figs. 6, 8 and 13 show a gas turbine 106 using two atomizer burners 60. Air enters the turbine through an air intake nozzle 108 and is directed to the rotor blades 110 of a subsequent first compressor. the path 112. The compressed air leaving the first compressor passes through a duct 114 which leads it to the fins 116 of the rotor of a second compressor. The rotors 110 and 116 of the two compressor stages are mounted on a common drive shaft 117 which also provides the rotary motive force to drive an aircraft propeller, an electric generator or other load.
The compressed air passes from the second compressor through a duct 118 to a passage formed between the outer wall 130 of the turbine and an annular combustion chamber 120. The side walls of the combustion chamber 120 have numerous holes 122 (fig. 8). ) through which compressed air enters the combustion chamber.
In fig. 8, the burner-sprayer 60 has a small cylindrical part 124 which extends from the housing 70 of the fluid supply device. Part 124 is engaged in a cylindrical housing provided in the rear wall of the turbine housing. Bolts pass through holes in the flanges 72 and nuts 126 are screwed onto the bolts to hold the device 60 in place.
The nozzle 12 is taken in a ring 128 which is itself fixed in an opening made at the rear end of the combustion chamber 120. The compressed air which enters the space separating the outer wall 130 from the combustion chamber 120 , is therefore brought directly to the inlet port 68 of the nozzle. As the holes 122 in the combustion chamber restrict the flow of air entering the combustion chamber 120, a pressure difference exists between the inside and the outside of the combustion chamber. As can be seen, this pressure difference varies between about 0.035 or 0.07 to 0.35 kg / cm2. It is this pressure difference that is used to force air through the nozzle 12 and to operate the burner-sprayer 60.
No auxiliary air compressor is required, but one can be provided if desired.
In the device 10 shown in FIGS. 1 to 5, compressed air is delivered by the compressor of the turbine into the inlet tube 14 through a separate tube (not shown). But in the turbine according to fig. 6 and 8, it is no longer necessary to use an auxiliary tube.
The fuel is supplied to the supply pipes 88 (Fig. 13) through an inlet fitting 132. Each of the ten burners produces a flat flame the width of which extends circumferentially with respect to the combustion chamber 120. The flames of the ten burners meet at their ends and form a crown of flames. The fuel burnt in chamber 120 raises the temperature of the air passing through the chamber and forces the heated air through an outlet opening 134 where it passes into a three-stage turbine 136 which is attached to the shaft 117.
In turbine 136, the heated gas is compressed and expanded and drives the shaft 117 on which the turbine fins are mounted. At the outlet of the turbine 136, the gases pass through a divergent diffuser 138 through which they are discharged into the atmosphere. Depending on varying construction features of the turbine 136, this turbine can extract a large part of the work from the gases coming from the combustion chamber so as to mainly transmit rotary motive force through the drive shaft 117 or it can not 'extract only enough power to drive the compressors, thereby providing substantial thrust to propel an aircraft purely by reaction.
Figs. 7 and 9 show a gas turbine 140 using a single cylindrical combustion chamber 142 in combination with the burner-atomizer 60.
The air enters the turbine 140 through an inlet 44 and is directed to the compressor fins 146 which are mounted on an output drive shaft 148. The compressed air passes through a duct 150 along a dotted line 152 and through a passage 154 around the exterior of the combustion chamber 142.
Compressed air from the compressor passes between the combustion chamber 142 and the outer wall 156 of the casing of the turbine. The combustion chamber 142 is pierced with several holes 158 through which the compressed air enters the chamber. The burner-sprayer 60 is mounted in the rear wall of the casing 156 and in the bottom of the combustion chamber 142 and the compressed air is discharged through the opening 68 of the nozzle 12 in substantially the same way as in the embodiment described above with reference to FIG. 8. But a cap 160 which differs from the cap 80 is attached to the upper end of the housing 70 of the fluid dispenser. The cap 160 is pierced with a threaded vertical opening 162 in which a fuel supply line 164 is fixed.
The heated air from the combustion chamber 142 flows through a helical passage in the turbine following the path 166 and is then projected against the fins of a single-stage turbine 168 where most of the energy is extracted from heated gases and is transformed into rotary motive force. The heated gases then exit the engine through a short diffuser 170.
The burner-sprayer described can be used in turboprop engines in which several cylindrical combustion chambers are arranged in a crown.
It is not necessary to compress the feed gas to the burner spray nozzle for the device to function properly. It suffices that the gas supply pressure in the nozzle is greater than the pressure of the ambient gas at the outlet of the nozzle. For example, the inlet of the nozzle may open into the atmosphere so that the inlet pressure is atmospheric pressure while the outlet of the nozzle opens into a chamber maintained under vacuum.
This creates the pressure difference necessary to operate the sprayer.
The spray burners 10 and 60 have been used successfully as gas turbine burners. They have been tested by comparison with conventional nozzles using small orifices through which the fuel is delivered under high pressure. For example, in actual tests in a gas turbine simulator using ten 10 burner sprayers, the simulator operated for more than 10 hours without interruption using fuels containing large amounts of solid particles (sand, etc.) without show signs of obstruction.
By comparison, when the same turbine simulator was used with the same fuels and ten burner nozzles of the type previously used in these turbines, the simulator only operated for a few minutes before the turbine stopped due to obstruction of the fuel supply ports to the nozzles.
Moreover, in similar tests, the flame produced by the described burner is much hotter than the flame produced by known burners. Furthermore, fuels of widely different viscosities have been used with equal success while the known burners only burn relatively volatile fuels such as kerosene. In addition, the fuels used successfully are relatively inexpensive fuels such as N s 2 and 4 oils and crude oils. In fact, the burners described allow inexpensive fuels to be burned in the turbine and therefore provide considerable fuel savings.
You can even change fuels while the turbine is running, without stopping the turbine and without noticeable interruption of combustion. For example, you can switch from high-quality, very volatile fuels to lower-quality, low-volatility fuels, and you can even switch to pure natural gas delivered through the spray nozzle. When using gaseous fuels, these fuels can be introduced into the burner in the same way as liquid fuels or they can be used as a source of compressed gas used to operate the atomizer.