EP0727615A1 - Ensemble d'injection de carburant pour chambre de combustion de turbines à gaz - Google Patents

Ensemble d'injection de carburant pour chambre de combustion de turbines à gaz Download PDF

Info

Publication number
EP0727615A1
EP0727615A1 EP96400310A EP96400310A EP0727615A1 EP 0727615 A1 EP0727615 A1 EP 0727615A1 EP 96400310 A EP96400310 A EP 96400310A EP 96400310 A EP96400310 A EP 96400310A EP 0727615 A1 EP0727615 A1 EP 0727615A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
chamber
vaporization
dilution
assembly according
oxidant
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
EP96400310A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Denis Roger Henri Ansart
Denis Jean Maurice Sandelis
Patrice André Commaret
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of EP0727615A1 publication Critical patent/EP0727615A1/fr
Ceased legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
    • F23R3/32—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices being tubular
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices

Definitions

  • FR-A-1 590 542 describes a fuel injection assembly intended to equip a gas turbine combustion chamber, comprising a fuel injector opening into a pre-vaporization chamber and at least two pre-vaporization conduits connected to said combustion chamber pre-vaporization which they connect to two intake orifices of the pre-evaporated mixture in premix chambers which are separate from each other and which are each separate from the pre-vaporization chamber and which open into the combustion chamber, the pre-vaporization chamber being provided with '' inlet ports for oxidizer under pre-vaporization pressure and each premix chamber being provided with an inlet device for oxidizer under dilution pressure.
  • the invention proposes the adoption of a set of provisions making it possible to obtain a pre-vaporization of the injected fuel free from the risk of self-ignition and to produce oxidizer / fuel premixes having riches lower than that of a stoichiometric mixture, further propelled at high speed, preferably with turbulence to ensure, in the combustion chamber, lean and complete combustion.
  • the cross section of the inlet orifice (s) of the pre-vaporization oxidant and the pressure of said pre-vaporization oxidant have values such that the pre-evaporated mixture has a higher richness than that of a stoichiometric mixture, however that the intake section of the dilution oxidizer intake device and the pressure of said dilution oxidant have values such that the mixture contained in each premix chamber has a lower richness than that of a stoichiometric mixture.
  • the main advantage of the invention lies precisely in obtaining a satisfactory, low-pollution combustion, with a reduced production of nitrogen oxides and fumes, and the elimination of the risks of self-ignition and return of flames ("flash-back").
  • This enclosure 6 therefore has an annular configuration with an axis 1.
  • Regularly angularly distributed and fixed to the bottom 4, opening into the combustion enclosure 6, are arranged on the one hand, along an external circular ring, injectors of fuel 7, used for "IDLE” operation, on the other hand, along an internal circular ring, injection assemblies 8, such as those described below, used during "FULL GAS” operation , corresponding, for example, to the takeoff of an airplane.
  • the injectors 7 are separated from the injection assemblies 8 by a median separator 9, and are connected to fuel tanks by conduits 10 and 11, respectively.
  • a source of pressurized oxidizer symbolized by the arrow G, makes it possible to supply the combustion chamber with pressurized oxidizer, to of course burn the fuel, but also used for the cooling of the various walls of the chamber. exposed to high temperatures from combustion.
  • the pressurized oxidant source generally consists of a helical compressor placed upstream of the combustion chamber, driven by the gas turbine, which uses the combustion gases.
  • Figures 2 and 3 show a first embodiment of an injection assembly 4 according to the invention.
  • Two premix chambers 12 are delimited, each by a frustoconical wall 13, of axis A13 substantially parallel to axis 1, fixed on the bottom 4, each wall 13 converging downstream, in the direction of arrow F , having its downstream opening end 14, which opens into the combustion chamber 6.
  • a hollow body 15, of substantially hemispherical shape, is connected to an upstream end opening 17 of each wall 13, an annular space 18 inlet (arrows H1) of oxidizer under pressure being formed between said body 15 and said wall 17.
  • the body 15 is coaxial with the axis A13.
  • Two pre-vaporization conduits 19 are connected, on the one hand, each to one of the bodies 15 by emerging therein coaxially through an orifice 20 for admission of a pre-evaporated oxidant / fuel mixture, on the other hand both in the case present in parallel, to a pre-vaporization chamber 21 constituted by a cylindrical wall 22 of axis A22 parallel to the axis 1.
  • a helical "spin" 24 for admission into the premix chamber 12 of the so-called dilution oxidizer (arrows H2).
  • Each spin 24 has the function of rotating the oxidant passing through it, capable of promoting satisfactory homogeneity of the mixture in the premix chamber 12. Furthermore, a diaphragm 25 is placed near the end 26 through which the pre-vaporization 21 is connected to the two pre-vaporization pipes 19.
  • a fuel supply duct 11 is connected to a fuel injector 27, which opens inside the pre-vaporization chamber 21, towards the diaphragm 25.
  • a protective cap 28 has a main opening 29, which surrounds, in providing an annular space 30, the downstream end 31 of the wall 22 of the pre-vaporization chamber 21, and is thus interposed between the enclosure 6 of the combustion chamber and the whole of the pre-vaporization chamber 21, of the fuel injector 27 which opens into it, and the fuel supply duct 11.
  • Figures 5 and 6 on the one hand, Figures 7 and 8 on the other hand, represent two combustion chambers of gas turbines, in which are used injection assemblies, as described above.
  • the general arrangements of Figures 5 and 7 are known in themselves. It can however be noted that in both embodiments, the small size of the assemblies according to the invention, linked to the fact that a single fuel injector feeds two intake orifices of the mixture evaporated in the chambers of premix, allows optimum distribution of said intake orifices, capable of obtaining satisfactory homogeneity of the oxidant / fuel mixture admitted into the combustion chamber, and consequently capable of obtaining regular and complete combustion.
  • the protective cap 28 constitutes a screen, which protects the fuel injector 27 and the pre-vaporization chamber 21 from the high temperatures prevailing in enclosure 6 of the combustion chamber. This provision is likely to reduce or eliminate hot spots in the fuel injection area, thereby reducing or eliminating the risk of self ignition.
  • the flow of oxidant admitted into the pre-vaporization chamber 21 (arrow H6) (and its pressure) and the flow of fuel injected by the fuel injector 27 are in a ratio such that the mixture evaporated in the pre-vaporization chamber 21 and contained in the pre-vaporization conduits 19 has a richness greater than the richness of a stoichiometric mixture.
  • This pre-evaporated mixture admitted into the premix chambers 12, is stirred with the flow of dilution oxidant passing through the tendrils 24 and the orifices 32, 34 and 36 (arrows H2, H3, H4, H5) and the annular spaces 18 (arrows H1), as also with the oxidizer of the refrigeration multiperforations 38, the resulting mixture, contained in the premix chambers 12 having a richness lower than that of a stoichiometric mixture.
  • the initial pre-vaporization entirely separate from the final mixture, allows obtaining rich, pre-vaporized mixtures, sheltered from the risks of self-ignition and flashback, then a rapid, energetic injection.
  • the downstream orientation of the orifices 20 for admission into the premix chambers 12 of the pre-evaporated mixture naturally facilitates the flow of the mixture downstream.
  • the shape converging downstream of the walls 13 of the premix chambers 12 has the effect of accelerating the propulsion of the mixture towards the combustion chamber so as to promote complete combustion of said mixture.
  • the admission of the oxidizer via the second tendrils 124 replaces the admission through the orifices 32, 34 and 36 of the embodiment of FIGS. 2 and 3.
  • the action of the tendrils 24 and 124 is to promote mixing of the mixture and to ensure good homogeneity thereof, guaranteeing the regularity of the subsequent combustion in the combustion chamber 6.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

L'invention est relative à un ensemble d'injection de carburant comprenant un injecteur (27) débouchant dans une chambre de prévaporisation (21) et deux conduits de prévaporisation (19) raccordés à ladite chambre, qu'ils relient à deux orifices d'admission (20) dans des chambres de prémélange (12), la chambre de prévaporisation (21) étant munie d'orifices d'admission (30) de comburant et chaque chambre de prémélange (12) étant munie d'un dispositif d'admission (24-32,34-36) d'un comburant de dilution. <IMAGE>

Description

  • FR-A-1 590 542 décrit un ensemble d'injection de carburant destiné à équiper une chambre de combustion de turbine à gaz, comprenant un injecteur de carburant débouchant dans une chambre de prévaporisation et au moins deux conduits de prévaporisation raccordés à ladite chambre de prévaporisation qu'ils relient à deux orifices d'admission du mélange prévaporisé dans des chambres de prémélange qui sont distinctes entre elles et distinctes, chacune, de la chambre de prévaporisation et qui débouchent dans la chambre de combustion, la chambre de prévaporisation étant munie d'orifices d'admission d'un comburant sous pression de prévaporisation et chaque chambre de prémélange étant munie d'un dispositif d'admission d'un comburant sous pression de dilution.
  • Les principaux problèmes, à ce jour non résolus ou mal résolus, relatifs aux ensembles connus d'injection de carburant résident, d'une part, dans une production excessive d'oxydes d'azote (NOX) et de fumées, d'autre part, dans le risque d'autoinflammation du mélange comburant/carburant, et de combustion mal maîtrisée qui en découle.
  • Pour remédier à ces inconvénients, l'invention propose l'adoption d'un ensemble de dispositions permettant d'obtenir une prévaporisation du carburant injecté exempte de risque d'autoinflammation et de réaliser des prémélanges comburant/carburant ayant des richesses inférieures à celle d'un mélange stoechiométrique, propulsés en outre à vitesse élevée, de préférence avec turbulence pour assurer, dans la chambre de combustion, une combustion pauvre et complète.
  • Pour ce faire, selon l'invention, la section du ou des orifices d'admission du comburant de prévaporisation et la pression dudit comburant de prévaporisation ont des valeurs telles que le mélange prévaporisé a une richesse supérieure à celle d'un mélange stoechiométrique, cependant que la section d'admission du dispositif d'admission du comburant de dilution et la pression dudit comburant de dilution ont des valeurs telles que le mélange contenu dans chaque chambre de prémélange a une richesse inférieure à celle d'un mélange stoechiométrique.
  • Les avantageuses dispositions suivantes sont, en outre, de préférence adoptées:
    • lesdits conduits de prévaporisation sont raccordés en parallèle à la chambre de prévaporisation, avec interposition d'un diaphragme entre chaque conduit de prévaporisation et la chambre de prévaporisation;
    • l'ensemble d'injection comprend un diaphragme unique interposé entre lesdits conduits de prévaporisation et la chambre de prévaporisation;
    • l'aval étant la partie de la chambre de combustion la plus éloignée de l'injecteur de carburant, chaque orifice d'admission du mélange prévaporisé dans une chambre de prémélange est orienté vers l'aval;
    • l'ensemble d'injection comporte une coiffe de protection de l'injecteur de carburant qui isole ledit injecteur de carburant du reste de la chambre de combustion;
    • ladite coiffe de protection comporte une première ouverture raccordée à ou aux orifices d'admission du comburant de prévaporisation de la chambre de prévaporisation et une deuxième ouverture raccordée à une source de comburant sous pression;
    • ladite première ouverture entoure la paroi de la chambre de prévaporisation en en étant écartée de manière à ménager un espace annulaire qui forme ladite deuxième ouverture;
    • la paroi délimitant ladite coiffe de protection est munie d'orifices traversant qui débouchent dans les chambres de prémélange et qui constituent des premiers orifices d'admission de comburant de dilution des mélanges contenus dans lesdites chambres de prémélange;
    • chaque dispositif de dilution comprend au moins une vrille hélicoïdale d'admission du comburant de dilution, qui est coaxiale à l'orifice d'admission du mélange prévaporisé;
    • chaque chambre de prémélange comprend une paroi tubulaire, cependant que chaque dispositif de dilution comprend une vrille hélicoïdale unique et un ou plusieurs deuxièmes orifices d'admission de comburant de dilution, qui traversent ladite paroi et sont situés de manière sensiblement opposée à ou auxdits premiers orifices d'admission de comburant de dilution;
    • chaque chambre de prémélange comprend une paroi tubulaire, chaque dispositif de dilution comprenant uniquement deux vrilles hélicoïdales;
    • l'aval étant la partie de la chambre de combustion la plus éloignée de l'injecteur de carburant, chaque chambre de prémélange comporte une paroi tubulaire convergente vers l'aval et un orifice aval de communication avec la chambre de combustion;
    • ladite paroi tubulaire est sensiblement tronconique;
    • l'ensemble d'injection fait partie d'un système d'injection de carburant correspondant au fonctionnement "PLEIN GAZ" de la chambre de combustion.
  • L'avantage principal de l'invention réside précisément dans l'obtention d'une combustion satisfaisante, peu polluante, avec une production réduite d'oxydes d'azotes et de fumées, et l'élimination des risques d'autoinflammation et de retour de flammes ("flash-back").
  • L'invention sera mieux comprise, et des caractéristiques secondaires et leurs avantages apparaîtront au cours de la description de réalisations donnée ci-dessous à titre d'exemple.
  • Il est entendu que la description et les dessins ne sont donnés qu'à titre indicatif et non limitatif.
  • Il sera fait référence aux dessins annexés, dans lesquels:
    • la figure 1 est une coupe axiale simplifiée d'une chambre de combustion munie d'un ensemble d'injection de carburant conforme à l'invention;
    • la figure 2 est une coupe axiale d'une première réalisation d'un ensemble d'injection de carburant conforme à l'invention;
    • la figure 3 est une coupe suivant III-III de la figure 2;
    • la figure 4 est une coupe axiale, analogue à celle de la figure 2, d'une deuxième réalisation d'un ensemble d'injection de carburant conforme à l'invention;
    • la figure 5 est une coupe axiale schématique d'une chambre de combustion munie d'ensembles d'injection de carburant conformes à l'invention;
    • la figure 6 est une vue suivant F6 de la figure 5;
    • la figure 7 est une coupe axiale, analogue à celle de la figure 5, d'une autre chambre de combustion munie d'ensembles d'injection de carburant conformes à l'invention; et,
    • la figure 8 est une vue suivant F8 de la figure 7.
  • La chambre de combustion représentée sur la figure 1 comporte:
    • un axe 1 de sensible symétrie;
    • une virole externe 2 ayant l'axe 1 pour axe de révolution;
    • une virole interne 3 ayant l'axe 1 pour axe de révolution;
    • un fond transversal 4 reliant les deux viroles 2 et 3, disposé en amont par rapport à un sens F d'écoulement général des gaz de combustion, sensiblement parallèle à l'axe 1, orienté vers l'aval où se situe l'ouverture 5 d'échappement des gaz de combustion hors de l'enceinte 6 de la chambre de combustion.
  • Cette enceinte 6 a donc une configuration annulaire d'axe 1. Régulièrement angulairement répartis et fixés sur le fond 4, débouchant dans l'enceinte de combustion 6, sont disposés d'une part, le long d'une couronne circulaire externe, des injecteurs de carburant 7, utilisés pour le fonctionnement "AU RALENTI", d'autre part, le long d'une couronne circulaire interne, des ensembles d'injection 8, tels que ceux décrits ci-après, utilisés pendant le fonctionnement "PLEIN GAZ", correspondant, par exemple, au décollage d'un avion. Les injecteurs 7 sont séparés des ensembles d'injection 8 par un séparateur médian 9, et sont reliés à des réservoirs de carburants par des conduits 10 et 11, respectivement. Par ailleurs, une source de comburant sous pression, symbolisée par la flèche G, permet d'alimenter la chambre de combustion en comburant sous pression, pour réaliser bien entendu la combustion du carburant, mais aussi utilisé pour la réfrigération des diverses parois de la chambre exposées aux températures élevées dégagées par la combustion. La source de comburant sous pression est généralement constituée d'un compresseur hélicoïdal disposé en amont de la chambre de combustion, entraîné par la turbine à gaz, qui utilise les gaz de combustion.
  • Les figures 2 et 3 représentent une première réalisation d'un ensemble d'injection 4 conforme à l'invention.
  • Deux chambres de prémélange 12 sont délimitées, chacune, par une paroi 13 tronconique, d'axe A13 sensiblement parallèle à l'axe 1, fixée sur le fond 4, chaque paroi 13 convergeant vers l'aval, dans le sens de la flèche F, en ayant son extrémité aval d'ouverture 14, qui débouche dans l'enceinte de combustion 6. Un corps évidé 15, de forme sensiblement hémisphérique, est raccordé à une ouverture d'extrémité amont 17 de chaque paroi 13, un espace annulaire 18 d'admission (flèches H1) de comburant sous pression étant ménagé entre ledit corps 15 et ladite paroi 17. Le corps 15 est coaxial à l'axe A13. Deux conduits de prévaporisation 19 sont raccordés, d'une part, chacun à l'un des corps 15 en y débouchant coaxialement par un orifice 20 d'admission d'un mélange comburant/carburant prévaporisé, d'autre part tous deux, dans le cas présent en parallèle, à une chambre de prévaporisation 21 constituée par une paroi cylindrique 22 d'axe A22 parallèle à l'axe 1. Entre l'extrémité de chaque conduit de prévaporisation 19, qui se termine par l'orifice 20, et l'ouverture amont 23 du corps 15 correspondant, est disposé une "vrille" hélicoïdale 24 d'admission dans la chambre de prémélange 12 de comburant dit de dilution (flèches H2). Chaque vrille 24 a pour fonction une mise en rotation du comburant la traversant, apte à favoriser une homogénéité satisfaisante du mélange dans la chambre de prémélange 12. Par ailleurs, un diaphragme 25 est placé à proximité de l'extrémité 26 par laquelle la chambre de prévaporisation 21 est raccordée aux deux conduits de prévaporisation 19.
  • Un conduit 11 d'alimentation en carburant est relié à un injecteur de carburant 27, qui débouche à l'intérieur de la chambre de prévaporisation 21, vers le diaphragme 25. Une coiffe de protection 28 présente une ouverture principale 29, qui entoure, en ménageant un espace annulaire 30, l'extrémité aval 31 de la paroi 22 de la chambre de préavaporisation 21, et est ainsi interposée entre l'enceinte 6 de la chambre de combustion et l'ensemble de la chambre de prévaporisation 21, de l'injecteur de carburant 27 qui y débouche, et du conduit 11 d'alimentation en carburant.
  • La réalisation des figures 2 et 3 ne comporte qu'une seule "vrille" 24 associée à l'orifice 20 d'admission d'extrémité de chaque conduit de prévaporisation 19. Par contre, l'admission principale de comburant de dilution est complétée par des orifices d'admission suivants:
    • des orifices 32, traversant la paroi de chaque corps 15, mettant en communication (flèche H3), l'espace 33, situé en arrière du fond 4 et communiquant avec la source de comburant sous pression G, avec la chambre de prémélange 12 associée audit corps 15;
    • des orifices 34 ménagés dans les parties de parois 13 qui contribuent à constituer la coiffe de protection 28, et, mettant en communication (flèches H4) l'enceinte intérieure 35 de la coiffe de protection avec les chambres de prémélange 12;
    • des orifices 36, ménagés dans les parties des parois 13 complémentaires des précédentes, sensiblement opposées auxdites parties qui contribuent à délimiter l'enceinte 35 de la coiffe de protection, mettant en communication l'espace 33 avec les chambres de prémélange 12 (flèches H5).
  • La réalisation de la figure 4 est voisine de celle des figures 2 et 3, dont elle reprend les diverses dispositions, sauf les modifications suivantes:
    • deux "vrilles" distinctes 24 et 124 entourent l'extrémité de chaque conduit 19 de prévaporisation, réalisant les communications (flèches respectives H2, H102) entre l'espace 33 et chaque chambre de prémélange 12;
    • du fait de l'adjonction de deuxièmes vrilles 124, les orifices de dilution complémentaires 32, 34 et 36 de la réalisation des figures 2 et 3, ont été supprimés dans la réalisation de la figure 4;
    • une enveloppe séparatrice 37, convergente, est disposée entre les deux vrilles 24 et 124, et a pour but de séparer, initialement, les débits de comburant H2, H102 qui pénètrent dans chaque chambre de prémélange 12;
    • à noter que les vrilles 24, 124 sont susceptibles, selon le choix effectué, d'entraîner le comburant en rotation dans le même sens, ou, dans des sens opposés de rotation.
  • A noter également la communication (flèche H6), par l'intermédiaire du passage 30, de l'enceinte 35 délimitée par la coiffe de protection avec l'espace 33. Par ailleurs, les diverses parois exposées au flux de chaleur et à la température régnant dans la chambre de combustion 6, peuvent être munies, et, dans les réalisations décrites, sont munies d'une multitude de petits trous 38, et constituent des multiperforations de réfrigération desdites parois.
  • Les figures 5 et 6 d'une part, les figures 7 et 8 d'autre part, représentent deux chambres de combustion de turbines à gaz, dans lesquelles sont mis en oeuvre des ensembles d'injection, tels que décrits précédemment. Les dispositions générales des figures 5 et 7 sont connues en elles-mêmes. Il peut cependant être constaté que dans l'une et l'autre réalisation, le faible encombrement des ensembles conformes à l'invention, lié au fait qu'un seul injecteur de carburant alimente deux orifices d'admission du mélange prévaporisé dans les chambres de prémélange, permet une répartition optimale desdits orifices d'admission, apte à l'obtention d'une homogénéité satisfaisante du mélange comburant/carburant admis dans la chambre de combustion, et par suite apte à l'obtention d'une combustion régulière et complète.
  • Dans chacune des deux réalisations des figures 2 et 3, et, de la figure 4, il est remarquable que la coiffe de protection 28 constitue un écran, qui protège l'injecteur de carburant 27 et la chambre de prévaporisation 21 des températures élevées régnant dans l'enceinte 6 de la chambre de combustion. Cette disposition est de nature à réduire ou à éliminer les points chauds dans la zone d'injection du carburant, et à réduire ainsi ou à éliminer les risques d'autoinflammation.
  • Conformément à l'invention, le débit de comburant admis dans la chambre de prévaporisation 21 (flèche H6) (et sa pression) et le débit de carburant injecté par l'injecteur de carburant 27 sont dans un rapport tel que le mélange prévaporisé dans la chambre de prévaporisation 21 et contenu dans les conduits de prévaporisation 19 a une richesse supérieure à la richesse d'un mélange stoechiométrique. Ce mélange prévaporisé, admis dans les chambres de prémélange 12, est brassé avec le débit de comburant de dilution traversant les vrilles 24 et les orifices 32, 34 et 36 (flèches H2, H3, H4, H5) et les espaces annulaires 18 (flèches H1), ainsi également qu'avec le comburant des multiperforations de réfrigération 38, le mélange résultant, contenu dans les chambres de prémélange 12 ayant une richesse inférieure à celle d'un mélange stoechiométrique. Ainsi, la prévaporisation initiale, entièrement séparée du mélange final, permet l'obtention de mélanges prévaporisés, riches, à l'abri des risques d'autoinflammation et de retour de flammes ("flash-back"), puis une injection rapide, énergique du mélange pauvre contenu dans les chambres de prémélange, vers l'enceinte de combustion 6, ce qui a pour effet de réduire ou d'éliminer la formation d'oxydes d'azote (Nox) et de fumées, et d'aboutir à une combustion non polluante, l'orientation vers l'aval des orifices 20 d'admission dans les chambres de prémélange 12 du mélange prévaporisé facilite naturellement l'écoulement du mélange vers l'aval.
  • Il y a lieu de noter que la forme convergente vers l'aval des parois 13 des chambres de prémélange 12 a pour effet une accélération de la propulsion du mélange vers l'enceinte de combustion de nature à favoriser une combustion complète dudit mélange.
  • Dans la réalisation de la figure 4, l'admission du comburant par l'intermédiaire des deuxièmes vrilles 124 remplace l'admission à travers les orifices 32, 34 et 36 de la réalisation des figures 2 et 3.
  • De manière classique, l'action des vrilles 24 et 124 est de favoriser le brassage du mélange et d'en assurer une bonne homogénéité, garante de la régularité de la combustion ultérieure dans l'enceinte de combustion 6.
  • Il peut enfin être observé que si, dans les réalisations décrites, un injecteur de carburant 27 est associé à deux chambres de prémélange 12, il est aisé de concevoir des réalisations dérivées dans lesquelles le nombre de chambres de prémélange associées à un injecteur de carburant serait supérieur à deux.
  • De même, l'application de l'invention faite aux dispositifs d'injection de carburant destinés au fonctionnement "PLEIN GAZ" peut également être envisagée à la réalisation des dispositifs d'injection de carburant destinés au fonctionnement "RALENTI".
  • Au reste, 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.

Claims (14)

  1. Ensemble d'injection de carburant destiné à équiper une chambre de combustion de turbine à gaz, comprenant un injecteur de carburant (27) débouchant dans une chambre de prévaporisation (21) et au moins deux conduits de prévaporisation (19) raccordés à ladite chambre de prévaporisation qu'ils relient à deux orifices (20) d'admission du mélange prévaporisé dans des chambres de prémélange (12) qui sont distinctes entre elles et distinctes, chacune, de la chambre de prévaporisation (21) et qui débouchent dans la chambre de combustion (6), la chambre de prévaporisation (21) étant munie d'orifices d'admission (30) d'un comburant sous pression de prévaporisation et chaque chambre de prémélange (12) étant munie d'un dispositif (24, 18, 32, 34, 36; 24, 124, 18) d'admission d'un comburant sous pression de dilution,
       caractérisé en ce que la section du ou des orifices (30) d'admission du comburant de prévaporisation et la pression dudit comburant de prévaporisation ont des valeurs telles que le mélange prévaporisé a une richesse supérieure à celle d'un mélange stoechiométrique cependant que la section d'admission du dispositif (24, 18, 32, 34, 36; 24, 124, 18) d'admission du comburant de dilution et la pression dudit comburant de dilution ont des valeurs telles que le mélange contenu dans chaque chambre de prémélange a une richesse inférieure à celle d'un mélange stoechiométrique.
  2. Ensemble selon la revendication 1,
       caractérisé en ce que lesdits conduits de prévaporisation (19) sont raccordés en parallèle à la chambre de prévaporisation (21), avec interposition d'un diaphragme (25) entre chaque conduit de prévaporisation et la chambre de prévaporisation.
  3. Ensemble selon la revendication 2,
       caractérisé en ce qu'il comprend un diaphragme unique (25) interposé entre lesdits conduits de prévaporisation (19) et la chambre de prévaporisation (21).
  4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,
       caractérisé en ce que l'aval étant la partie de la chambre de combustion (6) la plus éloignée de l'injecteur de carburant (27), chaque orifice (20) d'admission du mélange prévaporisé dans une chambre de prémélange (12) est orienté vers l'aval.
  5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4,
       caractérisé en ce qu'il comporte une coiffe de protection (28) de l'injecteur de carburant (27) qui isole ledit injecteur de carburant du reste de la chambre de combustion (6).
  6. Ensemble selon la revendication 5,
       caractérisé en ce que ladite coiffe de protection (28) comporte une première ouverture (29) raccordée à ou aux orifices (31) d'admission du comburant de prévaporisation de la chambre de prévaporisation (21) et une deuxième ouverture (29) raccordée à une source de comburant sous pression (33-G).
  7. Ensemble selon la revendication 6,
       caractérisé en ce que ladite première ouverture (29) entoure la paroi (22) de la chambre de prévaporisation (21) en en étant écartée de manière à ménager un espace annulaire qui forme ladite deuxième ouverture.
  8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 5 à 7,
       caractérisé en ce que la paroi (28-13) délimitant ladite coiffe de protection est munie d'orifices traversant (34) qui débouchent dans les chambres de prémélange (12) et qui constituent des premiers orifices (34) d'admission de comburant de dilution des mélanges contenus dans lesdites chambres de prémélange (12).
  9. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 8,
       caractérisé en ce que chaque dispositif de dilution comprend au moins une vrille (24, 124) hélicoïdale d'admission du comburant de dilution, qui est coaxiale (A13) à l'orifice (20) d'admission du mélange prévaporisé.
  10. Ensemble selon le groupe des deux revendications 8 et 9,
       caractérisé en ce que chaque chambre de prémélange (12) comprend une paroi tubulaire (13), cependant que chaque dispositif de dilution comprend une vrille hélicoïdale unique (24) et un ou plusieurs deuxièmes orifices (36) d'admission de comburant de dilution, qui traversent ladite paroi (13) et sont situés de manière sensiblement opposée à ou auxdits premiers orifices (34) d'admission de comburant de dilution.
  11. Ensemble selon la revendication 9,
       caractérisé en ce que chaque chambre de prémélange (12) comprend une paroi tubulaire (13), chaque dispositif de dilution comprenant uniquement deux vrilles hélicoïdales (24, 124).
  12. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 11,
       caractérisé en ce que l'aval étant la partie de la chambre de combustion la plus éloignée de l'injecteur de carburant, chaque chambre de prémélange (12) comporte une paroi tubulaire (13) convergente vers l'aval et un orifice aval (14) de communication avec la chambre de combustion (6).
  13. Ensemble selon la revendication 12,
       caractérisé en ce que ladite paroi tubulaire est sensiblement tronconique.
  14. Ensemble selon l'une quelconque des revnedications 1 à 13,
       caractérisé en ce qu'il fait partie d'un système d'injection de carburant (8) correspondant au fonctionnement "PLEIN GAZ" de la chambre de combustion (6).
EP96400310A 1995-02-15 1996-02-15 Ensemble d'injection de carburant pour chambre de combustion de turbines à gaz Ceased EP0727615A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9501706A FR2730555B1 (fr) 1995-02-15 1995-02-15 Ensemble d'injection de carburant pour chambre de combustion de turbines a gaz
FR9501706 1995-02-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP0727615A1 true EP0727615A1 (fr) 1996-08-21

Family

ID=9476145

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP96400310A Ceased EP0727615A1 (fr) 1995-02-15 1996-02-15 Ensemble d'injection de carburant pour chambre de combustion de turbines à gaz

Country Status (3)

Country Link
US (1) US5651252A (fr)
EP (1) EP0727615A1 (fr)
FR (1) FR2730555B1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0893650A3 (fr) * 1997-07-23 1999-05-12 General Electric Company Carburateur avec dispositif multiple de tourbillonnement

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2138738C1 (ru) * 1997-04-10 1999-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
FR2770283B1 (fr) * 1997-10-29 1999-11-19 Snecma Chambre de combustion pour turbomachine
WO2001027534A1 (fr) * 1999-10-12 2001-04-19 Alm Development, Inc. Chambre de combustion et procede de combustion de carburant
US6928823B2 (en) * 2001-08-29 2005-08-16 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6813889B2 (en) * 2001-08-29 2004-11-09 Hitachi, Ltd. Gas turbine combustor and operating method thereof
US6702571B2 (en) 2001-09-05 2004-03-09 Gas Technology Institute Flex-flame burner and self-optimizing combustion system
GB2443429A (en) * 2005-09-24 2008-05-07 Siemens Ind Turbomachinery Ltd Fuel Vaporisation Within a Burner Associated With a Combustion Chamber
US8387390B2 (en) * 2006-01-03 2013-03-05 General Electric Company Gas turbine combustor having counterflow injection mechanism
FR2920032B1 (fr) * 2007-08-13 2014-08-22 Snecma Diffuseur d'une turbomachine
MX2012003094A (es) 2009-09-13 2012-08-03 Lean Flame Inc Pre-mezclador de admision para aparato de combustion.
JP6018714B2 (ja) * 2012-11-21 2016-11-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ コーキング防止液体燃料カートリッジ
DE102017102160A1 (de) * 2016-02-05 2017-08-10 Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh Vorrichtung und System zur Steuerung von Flugkörpern und Kill-Vehicles, die mit gelförmigen Treibstoffen betrieben wird
FR3101696B1 (fr) 2019-10-08 2021-10-29 Safran Helicopter Engines Canne de prevaporisation pour une chambre de combustion de turbomachine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2628475A (en) * 1946-06-26 1953-02-17 Socony Vacuum Oil Co Inc Jet combustion device embodying pretreatment of fuel before combustion
US2949012A (en) * 1957-03-01 1960-08-16 Snecma Vaporisation burner device
FR1590542A (fr) * 1968-11-04 1970-04-13
US4351156A (en) * 1978-08-02 1982-09-28 International Harvester Company Combustion systems
US5133192A (en) * 1989-08-31 1992-07-28 Rolls-Royce Plc Fuel vaporizer
FR2691235A1 (fr) * 1992-05-13 1993-11-19 Snecma Chambre de combustion comprenant un ensemble séparateur des gaz.
FR2695713A1 (fr) * 1992-09-17 1994-03-18 Snecma Système d'injection aérodynamique à prémélange.

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3570242A (en) * 1970-04-20 1971-03-16 United Aircraft Corp Fuel premixing for smokeless jet engine main burner
NL7801395A (nl) * 1977-02-23 1978-08-25 Foerenade Fabriksverken Werkwijze en inrichting voor het verbranden van vloeibare, gasvormige of poedervormige brandstoffen.
US5444982A (en) * 1994-01-12 1995-08-29 General Electric Company Cyclonic prechamber with a centerbody

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2628475A (en) * 1946-06-26 1953-02-17 Socony Vacuum Oil Co Inc Jet combustion device embodying pretreatment of fuel before combustion
US2949012A (en) * 1957-03-01 1960-08-16 Snecma Vaporisation burner device
FR1590542A (fr) * 1968-11-04 1970-04-13
US4351156A (en) * 1978-08-02 1982-09-28 International Harvester Company Combustion systems
US5133192A (en) * 1989-08-31 1992-07-28 Rolls-Royce Plc Fuel vaporizer
FR2691235A1 (fr) * 1992-05-13 1993-11-19 Snecma Chambre de combustion comprenant un ensemble séparateur des gaz.
FR2695713A1 (fr) * 1992-09-17 1994-03-18 Snecma Système d'injection aérodynamique à prémélange.

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0893650A3 (fr) * 1997-07-23 1999-05-12 General Electric Company Carburateur avec dispositif multiple de tourbillonnement

Also Published As

Publication number Publication date
US5651252A (en) 1997-07-29
FR2730555A1 (fr) 1996-08-14
FR2730555B1 (fr) 1997-03-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1857741B1 (fr) Chambre de combustion d&#39;une turbomachine
EP0214003B1 (fr) Dispositif d&#39;injection à bol elargi pour chambre de combustion de turbomachine
EP0913645B1 (fr) Chambre de combustion pour turbomachine
EP0727615A1 (fr) Ensemble d&#39;injection de carburant pour chambre de combustion de turbines à gaz
FR2971040A1 (fr) Systeme de premelange d&#39;air et de combustible dans une tuyere de combustible
EP0604279B1 (fr) Injecteur avec paroi poreuse pour chambre de combustion d&#39;une fusée
EP0359662B1 (fr) Dispositif de prélèvement de gaz chauds dans une chambre de combustion et tête d&#39;injection équipée d&#39;un dispositif de prélèvement
FR2712030A1 (fr) Système d&#39;injection et éléments d&#39;injection tricoaxiaux associés.
FR2626043A1 (fr) Dispositif de formation de turbulences-injecteur de carburant pour ensemble de combustion dans une turbine a gaz
CA2899508C (fr) Ensemble de combustion de turbomachine comprenant un circuit d&#39;alimentation de carburant ameliore
FR2944062A1 (fr) Injecteur d&#39;ergols
FR2968353A1 (fr) Buse de diffusion a etagement d&#39;air
FR2967238A1 (fr) Systeme de direction de l&#39;ecoulement d&#39;air dans un ensemble d&#39;injecteurs de carburant
FR2672667A1 (fr) Chambre de combustion pour turboreacteur a faible niveau d&#39;emissions polluantes.
FR2699227A1 (fr) Ensemble monobloc de post-combustion d&#39;une turbine à gaz.
EP3504481B1 (fr) Chambre de combustion avec un déflecteur d&#39;air comprimé chaud, notamment pour une turbine destinée à la production d&#39;énergie, notamment d&#39;énergie électrique
FR3047277A1 (fr) Element d&#39;injection muni d&#39;un dispositif d&#39;allumage
FR2933744A1 (fr) Moteur-fusee et reacteur comportant une pluralite de tels moteurs-fusees.
FR3039220A1 (fr) Dipositif de postcombustion pour turboreacteur
EP0657699A1 (fr) Chambre de combustion pour turbomachine munie d&#39;un séparateur des gaz
EP4327023B1 (fr) Cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur intégrant un anneau accroche-flamme en bord de fuite
FR3122720A1 (fr) Cône de diffusion pour partie arrière de turboréacteur intégrant un système d&#39;injection d&#39;air et de carburant
FR2461816A1 (fr) Injecteur de combustible
WO2018134501A2 (fr) Chambre de combustion de turbomachine a haute permeabilite
FR3136017A1 (fr) Anneau accroche-flammes pour postcombustion de turboreacteur comprenant des ecopes de prelevement de flux primaire

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19960305

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

17Q First examination report despatched

Effective date: 19990210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN REFUSED

18R Application refused

Effective date: 19990802