EP1489359A1 - Annular combustion chamber for turbomachine - Google Patents
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- EP1489359A1 EP1489359A1 EP04102723A EP04102723A EP1489359A1 EP 1489359 A1 EP1489359 A1 EP 1489359A1 EP 04102723 A EP04102723 A EP 04102723A EP 04102723 A EP04102723 A EP 04102723A EP 1489359 A1 EP1489359 A1 EP 1489359A1
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Abstract
Description
La présente invention se rapporte de façon générale au domaine des chambres de combustion annulaires de turbomachine, et plus particulièrement à celui des moyens permettant de protéger thermiquement ces chambres de combustion.The present invention relates in a in the field of combustion chambers turbomachine rings, and more particularly to that of means for thermally protecting these combustion chambers.
Typiquement, une chambre de combustion annulaire de turbomachine comprend une paroi axiale externe et une paroi axiale interne, ces parois étant disposées coaxialement et reliées entre elles par l'intermédiaire d'un fond de chambre.Typically, a combustion chamber annular turbomachine comprises an axial wall external and an inner axial wall, these walls being arranged coaxially and interconnected by through a chamber floor.
Au niveau de ce fond de chambre de forme également annulaire, la chambre de combustion est pourvue d'orifices d'injection chacun destiné à recevoir un injecteur de carburant afin d'autoriser les réactions de combustion à l'intérieur de cette chambre de combustion. Il est par ailleurs noté que ces injecteurs peuvent aussi permettre d'introduire au moins une partie de l'air destiné à la combustion, celle-ci se produisant dans une zone primaire de la chambre de combustion, située en amont d'une zone secondaire dite zone de dilution.At the level of this shape chamber bottom also annular, the combustion chamber is provided with injection ports each intended for receive a fuel injector to allow combustion reactions inside this chamber of combustion. It is further noted that these injectors can also be used to introduce least part of the air intended for combustion, this occurring in a primary zone of the combustion chamber, located upstream of a zone secondary called dilution zone.
A cet égard, il est noté que mis à part les besoins en air requis pour assurer les réactions de combustion à l'intérieur de la zone primaire de la chambre de combustion, cette dernière nécessite par ailleurs de l'air de dilution généralement introduit par l'intermédiaire d'orifices de dilution pratiqués sur les parois axiales externe et interne, et également de l'air de refroidissement susceptible de protéger l'ensemble des éléments constitutifs de la chambre de combustion.In this respect, it is noted that apart from air requirements to ensure the reactions of combustion within the primary zone of the combustion chamber, the latter requires by elsewhere dilution air usually introduced through dilution holes on the outer and inner axial walls, and also cooling air likely to protect all the constituent elements of the chamber of combustion.
Selon une réalisation classique de l'art antérieur, le fond de chambre est pourvu d'une pluralité de passages permettant de laisser passer de l'air de refroidissement à l'intérieur de la chambre de combustion. Il est indiqué que ces passages peuvent être pratiqués sur des déflecteurs équipant le fond de chambre, ces déflecteurs, également appelés coupelles ou écrans thermiques, étant prévus dans le but de générer une protection contre le rayonnement thermique.According to a classic achievement of art previous, the chamber floor is provided with a plurality of passages allowing to pass cooling air inside the chamber of combustion. It is stated that these passages may be practiced on deflectors equipping the bottom of chamber, these deflectors, also called cups or heat shields, being provided for the purpose of generate protection against thermal radiation.
Ces passages sont habituellement conçus de manière à permettre l'initiation d'un film d'air de refroidissement le long de la surface intérieure chaude de la paroi axiale externe, ainsi que l'initiation d'un film d'air de refroidissement le long de la surface intérieure chaude de la paroi axiale interne.These passages are usually designed from to allow the initiation of an air film of cooling along the warm inner surface of the outer axial wall, as well as the initiation of a cooling air film along the surface hot interior of the inner axial wall.
De plus, afin de renforcer ces films d'air de refroidissement initiés en amont des parois axiales externe et interne, celles-ci sont chacune réalisées de façon à présenter une multiperforation sur sensiblement toute leur longueur. De cette manière, de l'air de refroidissement des parois axiales peut être introduit à l'intérieur de la chambre de combustion tout le long de ces parois axiales, dans le but d'obtenir un refroidissement relativement homogène et performant. Naturellement, cette multiperforation est obtenue en pratiquant des orifices tout autour des parois axiales concernées, et sur sensiblement toute la longueur de celles-ci.In addition, to strengthen these air films Initiated cooling upstream of the axial walls external and internal, these are each made of way to present a multiperforation on substantially their entire length. In this way, the air of axial wall cooling can be introduced inside the firebox all the way along of these axial walls, in order to obtain a relatively homogeneous and efficient cooling. Naturally, this multiperforation is obtained in practicing holes all around the axial walls concerned, and over substantially the entire length of them.
Cependant, bien que les chambres de combustion de ce type se soient révélées relativement performantes, elles présentent néanmoins certains inconvénients majeurs, liés au critère d'homogénéité des températures des parois axiales.However, although the chambers of combustion of this type have been relatively performing, they nevertheless present some major drawbacks, related to the criterion of homogeneity temperatures of the axial walls.
En effet, les films d'air de refroidissement initiés au niveau du fond de chambre sont d'une homogénéité circonférentielle relativement médiocre, particulièrement lorsque ce fond de chambre est muni de déflecteurs. De plus, les caractéristiques de ces films sont largement susceptibles d'évoluer au cours du temps, principalement en raison de la déformation progressive des éléments constitutifs du fond de chambre.Indeed, the air films of Initiated cooling at the bottom of chamber are relatively circumferential homogeneity mediocre, especially when this chamber background is equipped with baffles. In addition, the characteristics of these films are highly likely to evolve course of time, mainly because of the progressive deformation of the constituent elements of bedroom background.
Par conséquent, lorsque la chambre de combustion est thermiquement très chargée, ces inconvénients peuvent se traduire par l'apparition de points chauds, notamment au niveau d'une partie amont des parois axiales externe et interne, ces points chauds provoquant naturellement une diminution non-négligeable de la durée de vie de la chambre de combustion.Therefore, when the chamber of combustion is thermally very charged, these disadvantages can result in the appearance of hot spots, especially at an upstream external and internal axial walls, these points hot causing a non-negligible decrease of the lifetime of the chamber of combustion.
D'autre part, il est indiqué que lors de tests réalisés sur une telle chambre de combustion, il a été constaté l'existence d'une zone pariétale chaude au niveau des premières rangées circonférentielles amont de perforations de chacune des parois axiales externe et interne. On the other hand, it is stated that tests carried out on such a combustion chamber, it has been found the existence of a warm parietal area at the level of the first circumferential rows upstream of perforations of each of the axial walls external and internal.
Les tests effectués ont également permis de déceler le fait que l'apparition de telles zones pariétales chaudes résultait en grande partie du piègeage des films d'air de refroidissement, initiés depuis le fond de chambre, entre la paroi axiale concernée et la couche d'air de refroidissement provenant de la multiperforation pratiquée sur cette même paroi.The tests carried out also made it possible to detect the fact that the appearance of such areas warm parietal was largely the result of trapping of cooling air films, initiated from the chamber bottom, between the axial wall concerned and the cooling air layer from the multiperforation practiced on this same wall.
Par conséquent, il ressort clairement de ces constatations que la conception de ces chambres de combustion ne permet pas de procurer une totale satisfaction en termes d'homogénéité des températures des parois axiales.Therefore, it is clear from these findings that the design of these chambers of combustion does not provide a total satisfaction in terms of temperature homogeneity axial walls.
Enfin, il est indiqué que la présence des orifices primaires et des orifices de dilution sur les parois axiales externe et interne engendre une aspiration locale des films d'air de refroidissement. Ainsi, cela a pour conséquence de générer une chute brutale de l'efficacité adiabatique en aval de ces orifices, et provoque donc l'apparition de points chauds supplémentaires.Finally, it is stated that the presence of primary orifices and dilution ports on the outer and inner axial walls engenders a local extraction of cooling air films. Thus, this has the effect of generating a fall brutal adiabatic efficiency downstream of these holes, and thus causes the appearance of points extra hot.
L'invention a donc pour but de proposer une chambre de combustion annulaire de turbomachine, remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs aux réalisations de l'art antérieur.The object of the invention is therefore to propose a turbomachine annular combustion chamber, at least partially overcoming the disadvantages mentioned above relating to the achievements of art prior.
Plus précisément, le but de l'invention est de présenter une chambre de combustion annulaire de turbomachine, dont la conception permet notamment d'obtenir des températures de parois axiales plus homogènes que celles rencontrées dans les réalisations de l'art antérieur.More specifically, the purpose of the invention is to present an annular combustion chamber of turbomachine, whose design allows particular to get more axial wall temperatures homogeneous than those encountered in the realizations of the prior art.
Pour ce faire, l'invention a pour objet une chambre de combustion annulaire de turbomachine comprenant une paroi axiale externe, une paroi axiale interne et un fond de chambre reliant les parois axiales, le fond de chambre étant pourvu d'une part d'une pluralité d'orifices d'injection destinés à permettre au moins l'injection du carburant à l'intérieur de la chambre de combustion, et d'autre part de passages permettant au moins l'initiation d'un film d'air de refroidissement le long de la surface intérieure chaude de la paroi axiale externe ainsi que celle d'un film d'air de refroidissement le long de la surface intérieure chaude de la paroi axiale interne, les parois axiales externe et interne étant multiperforées afin d'autoriser le renforcement des films d'air de refroidissement. Selon l'invention, chacune des parois axiales externe et interne est munie, dans une partie amont, d'une première zone de perforations pratiquées de façon à ce que de l'air de refroidissement soit introduit à contre-courant à l'intérieur de la chambre de combustion.For this purpose, the subject of the invention is a annular turbomachine combustion chamber comprising an outer axial wall, an axial wall internal and a chamber floor connecting the walls axial, the chamber bottom being provided on the one hand a plurality of injection ports for allow at least fuel injection to inside the combustion chamber, and other part of passages allowing at least the initiation of a cooling air film along the surface inside of the outer axial wall as well as that of a cooling air film along the hot inner surface of the inner axial wall, the outer and inner axial walls being multiperforated to allow the reinforcement of cooling air films. According to the invention, each of the outer and inner axial walls is provided, in an upstream part, with a first zone of perforations made so that air from cooling is introduced against the current at inside the combustion chamber.
Avantageusement, la conception spécifique de la chambre de combustion selon l'invention permet d'obtenir des températures de parois axiales très homogènes, en autorisant un engraissement particulièrement important des films d'air de refroidissement initiés depuis le fond de chambre, cet engraissement étant effectué à proximité de ce dernier. Advantageously, the specific design of the combustion chamber according to the invention allows to get very high axial wall temperatures homogeneous, allowing a fattening particularly important air films of initiating cooling from the chamber bottom, this fattening being carried out near the latter.
Effectivement, l'introduction de l'air de refroidissement à contre-courant au niveau d'une partie amont des parois axiales externe et interne permet de faire disparaítre les zones pariétales chaudes, rencontrées dans les réalisations de l'art antérieur au niveau des premières rangées de perforations de chacune de ces parois axiales externe et interne.Indeed, the introduction of the air of countercurrent cooling at a part upstream of the external and internal axial walls allows to make disappear the warm parietal zones, encountered in the achievements of the prior art in level of the first rows of perforations of each of these external and internal axial walls.
Pareillement, il a été remarqué que les problèmes liés à la non-homogénéité circonférentielle des films d'air de refroidissement issus du fond de chambre, ainsi que ceux relatifs à l'évolution des caractéristiques de ces films au cours du temps, étaient largement atténués avec l'adjonction de tels flux à contre-courant à l'intérieur de la chambre de combustion.Similarly, it has been noted that problems related to circumferential inhomogeneity cooling air films from the bottom of Chamber and those relating to the evolution of features of these movies over time, were largely mitigated with the addition of such countercurrent flow inside the chamber of combustion.
Par conséquent, l'agencement spécifique réalisé permet alors d'obtenir une chambre de combustion à durée de vie accrue, et autorise donc une réduction du débit de refroidissement qui engendre directement une amélioration des cartes de température et des performances de pollution.Therefore, the specific arrangement realized then allows to obtain a room of combustion with longer service life, and therefore allows reduction of the cooling flow which generates directly an improvement of the temperature maps and pollution performance.
De manière plus générale, il est noté que le fait de combiner une multiperforation à contre-courant et une multiperforation à co-courant permet de générer un film de refroidissement possédant une efficacité élevée sur toute la surface de la paroi axiale concernée, tant du point de vue circonférentiel que longitudinal.More generally, it is noted that combining a multiperforation against the current and a co-current multiperforation allows generate a cooling film having a high efficiency on the entire surface of the wall concerned, from the circumferential point of view only longitudinal.
Préférentiellement, chaque perforation de la première zone de la paroi axiale externe est pratiquée de façon à ce qu'en demi-section axiale, la valeur de l'angle formé entre une direction locale tangentielle de la paroi axiale externe dans cette demi-section, et une direction principale de la perforation dans cette même demi-section, est comprise entre environ 30° et 45°. De la même façon, chaque perforation de la première zone de la paroi axiale interne est pratiquée de façon à ce qu'en demi-section axiale, la valeur de l'angle formé entre une direction locale tangentielle de la paroi axiale interne dans cette demi-section, et une direction principale de la perforation dans cette même demi-section, est comprise entre environ 30° et 45°.Preferably, each perforation of the first zone of the outer axial wall is practiced so that in axial half-section, the value of the angle formed between a local direction tangential of the outer axial wall in this half-section, and a main direction of the perforation in this same half-section, is included between about 30 ° and 45 °. In the same way, each perforation of the first zone of the axial wall internal is practiced so that in half-section axial, the value of the angle formed between a direction tangential locality of the inner axial wall in this half-section, and a main direction of the perforation in this same half-section, is included between about 30 ° and 45 °.
De manière préférentielle, chacune des parois axiales externe et interne est munie, en aval de la première zone de perforations, d'une seconde zone de perforations pratiquées de façon à ce que de l'air de refroidissement soit introduit à co-courant à l'intérieur de la chambre de combustion.Preferably, each of the outer and inner axial walls is provided, downstream of the first perforation zone, a second zone of perforations made so that air from cooling is introduced co-currently to inside the combustion chamber.
Avec un tel agencement, on peut alors prévoir que chacune des parois axiales externe et interne est munie, entre la première zone et la seconde zone de perforations, d'une zone transitoire de perforations, destinée à assurer un changement progressif de la direction d'introduction de l'air de refroidissement à l'intérieur de la chambre de combustion.With such an arrangement, one can then provide that each of the outer axial walls and is provided between the first zone and the second perforation zone, a transitional zone of perforations, intended to ensure a change progressive direction of introduction of air from cooling inside the chamber of combustion.
Dans le cas où le fond de chambre présente une paroi entre-tête, on peut prévoir que celle-ci dispose, d'amont en aval, d'une première zone de perforations pratiquées de façon à ce que de l'air de refroidissement soit introduit à contre-courant à l'intérieur de la chambre de combustion, d'une zone transitoire de perforations, et d'une seconde zone de perforations pratiquées de façon à ce que de l'air de refroidissement soit introduit à co-courant à l'intérieur de cette chambre de combustion.In the case where the chamber background presents a wall between head, it can be expected that it has, from upstream to downstream, a first zone of perforations made so that air from cooling is introduced against the current at inside the combustion chamber, an area transient of perforations, and a second zone of perforations made so that air from cooling is introduced co-currently to inside this combustion chamber.
Toujours de façon préférentielle, la chambre est conçue de sorte que les parois axiales externe et interne comportent chacune une pluralité d'orifices primaires et d'orifices de dilution, une zone locale de perforations pratiquées de façon à ce que de l'air de refroidissement soit introduit de façon locale à contre-courant à l'intérieur de la chambre de combustion étant alors prévue en aval de chacun de ces orifices primaires, ainsi qu'en aval de chacun de ces orifices de dilution.Still preferentially, the chamber is designed so that the axial walls external and internal each comprise a plurality primary orifices and dilution orifices, one local area of perforations practiced so that that cooling air is introduced so local countercurrent inside the chamber of combustion is then planned downstream of each of these primary orifices and downstream from each of these dilution ports.
Avantageusement, la présence de ces zones locales de perforations permet de faire disparaítre les points chauds rencontrés antérieurement, en aval de chacun des orifices primaires et de dilution.Advantageously, the presence of these zones localization of perforations makes it possible to eliminate previously encountered hot spots, downstream from each of the primary and dilution ports.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaítront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.Other advantages and features of the invention will appear in the detailed description non-limiting below.
Cette description sera faite au regard de la figure unique représentant une vue partielle en demi-coupe axiale d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention. This description will be made with regard to the single figure showing a partial view in axial half-section of an annular combustion chamber turbomachine, according to a preferred embodiment of the present invention.
En référence à la figure unique, il est partiellement représenté une chambre de combustion annulaire 1 d'une turbomachine, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention.With reference to the single figure, it is partially shown a combustion chamber ring 1 of a turbomachine, according to a method of preferred embodiment of the present invention.
La chambre de combustion 1 comporte une
paroi axiale externe 2, ainsi qu'une paroi axiale
interne 4, ces deux parois 2 et 4 étant disposées
coaxialement selon un axe principal longitudinal 6 de
la chambre 1, cet axe 6 correspondant également à l'axe
principal longitudinal de la turbomachine.The combustion chamber 1 has a
external
Les parois axiales 2 et 4 sont reliées
entre-elles par l'intermédiaire d'un fond de chambre 8,
qui dans le mode de réalisation préféré décrit,
comporte une tête pilote 10 ainsi qu'une tête décollage
12. Comme on peut l'apercevoir sur la figure, la tête
décollage 12 est décalée axialement vers l'aval et
radialement vers l'extérieur par rapport à la tête
pilote 10. De plus, ces têtes 10 et 12, reliées entre-elles
par l'intermédiaire d'une paroi entre-tête 19,
sont respectivement munies d'un déflecteur 14 et d'un
déflecteur 16. Bien entendu, ce fond de chambre 8
pourrait également présenter toutes autres conceptions
connues de l'homme du métier, telles qu'une conception
dans laquelle il ne comprend pas de déflecteur, sans
sortir du cadre de l'invention.
Une pluralité d'orifices d'injection 18, de
préférence de forme cylindrique et de section
circulaire, sont pratiqués sur chacun des déflecteurs
14 et 16 du fond de chambre 8, de façon à être espacés
angulairement. Chacun de ces orifices d'injection 18
est conçu de manière à pouvoir coopérer avec un
injecteur de carburant 20, afin d'autoriser les
réactions de combustion à l'intérieur de cette chambre
de combustion 1 (les orifices d'injection 18 des
déflecteurs 14 et 16 étant agencés en quinconce, seuls
un orifice d'injection 18 et un injecteur 20 de la tête
décollage 12 sont représentés sur la vue en demi-coupe
axiale de la figure 1).A plurality of
Il est précisé que ces injecteurs 20 sont
également conçus de manière à permettre l'introduction
d'au moins une partie de l'air destiné à la combustion,
celle-ci se produisant dans une zone primaire 22 située
dans une partie amont de la chambre de combustion 1.
Par ailleurs, il est également indiqué que l'air
destiné à la combustion peut aussi être introduit à
l'intérieur de la chambre 1 par l'intermédiaire
d'orifices primaires 24, situés tout autour des parois
axiales externe 2 et interne 4. Comme on peut le voir
sur la figure unique, les orifices primaires 24 sont
agencés en amont d'une pluralité d'orifices de dilution
26, ces derniers étant également placés tout autour des
parois axiales externe 2 et interne 4, et ayant pour
fonction principale de permettre l'alimentation en air
d'une zone de dilution 28 située en aval de la zone
primaire 24.It is specified that these
En outre, il est précisé qu'une autre
partie de l'air apporté à la chambre de combustion 1 se
présente sous la forme d'un débit d'air de
refroidissement D, servant principalement à refroidir
les surfaces intérieures chaudes 30 et 32 des parois
axiales externe 2 et interne 4. In addition, it is stated that another
part of the air supplied to the combustion chamber 1 is
present in the form of an air flow of
D cooling, mainly used to cool
the warm
Pour ce faire, le déflecteur 14 de la tête
pilote 10 comporte un passage 34 permettant
l'introduction d'une partie du débit d'air de
refroidissement D à l'intérieur de la chambre de
combustion 1, à proximité de la paroi axiale interne 4.To do this, the
De cette façon, le passage 34 autorise
alors l'initiation d'un film d'air de refroidissement
D1 le long de la surface intérieure chaude 32 de la
paroi axiale interne 4.In this way,
De la même manière, le déflecteur 16 de la
tête décollage 12 comporte un passage 36 permettant
l'introduction d'une autre partie du débit d'air de
refroidissement D à l'intérieur de la chambre de
combustion 1, à proximité de la paroi axiale externe 2.
Dans une telle configuration, le passage 36 autorise
par conséquent l'initiation d'un film d'air de
refroidissement D2 le long de la surface intérieure
chaude 30 de la paroi axiale externe 2.In the same way, the
Pour renforcer ces films d'air de
refroidissement D1 et D2, les parois axiales externe 2
et interne 4 sont chacune du type multiperforée sur
sensiblement toute leur longueur. En d'autres termes,
ces parois 2 et 4 présentent une multitude de
perforations 38, de préférence chacune cylindrique de
section circulaire, et de diamètre compris entre
environ 0,3 et 0,6 mm.To reinforce these air films from
cooling D1 and D2, the outer
De façon classique et connue, les
perforations 38 sont réparties tout autour de la paroi
axiale concernée, et sensiblement tout le long de cette
même paroi axiale. Ainsi, il est effectivement possible
d'obtenir une injection d'air répartie sur toute la
surface de la paroi axiale, tant du point de vue
circonférentiel que longitudinal.In a classic and well-known way,
Toujours en référence à la figure unique,
on peut voir que la paroi axiale interne 4 dispose
d'une première zone 40 de perforations 38. Cette
première zone 40, constituée des rangées
circonférentielles de perforations 38 situées les plus
en amont de la paroi 4, est conçue de sorte que de
l'air de refroidissement soit introduit à contre-courant
à l'intérieur de la chambre de refroidissement
1, afin d'enrichir le film d'air de refroidissement D1
provenant du fond de chambre 8.Still referring to the single figure,
it can be seen that the inner
Ainsi, pour chaque perforation 38 de la
première zone 40, en demi-section axiale telle que
représentée sur la figure unique, la valeur de l'angle
A2 formé entre une direction locale tangentielle 42 de
la paroi axiale interne 4 dans cette demi-section, et
une direction principale 44 de la perforation 38 dans
cette même demi-section, est comprise entre environ 30°
et 45°. En d'autres termes et de façon plus vulgaire,
chaque perforation 38 peut être définie comme faisant
un angle, avec la paroi axiale interne 4, compris entre
environ 30° et 45°.Thus, for each
Il est précisé que de façon préférentielle,
la première zone 40 est constituée d'un nombre de
rangées circonférentielles de perforations 38 compris
entre un et dix, ces rangées correspondant aux
premières rangées amont de la paroi axiale interne 4.It is specified that preferentially,
the
En aval de la première zone 40 de
perforations 38, se trouve une seconde zone 46 de
perforations 38 pratiquées de façon à ce que de l'air
de refroidissement soit introduit à co-courant à
l'intérieur de la chambre de combustion 1.Downstream of the
Dans cette seconde zone 46, chaque
perforation 38 est pratiquée de façon à ce qu'en demi-section
axiale, la valeur de l'angle A4 formé entre une
direction locale tangentielle 48 de la paroi axiale
interne 4 dans cette demi-section, et une direction
principale 50 de la perforation 38 dans cette même
demi-section, est comprise entre environ 20° et 90°.
Ici encore, de façon plus vulgaire, chaque perforation
38 peut être définie comme faisant un angle, avec la
paroi axiale interne 4, compris entre environ 20° et
90°.In this
Dans le mode de réalisation préféré décrit,
la seconde zone 46, qui se présente sous la forme d'une
pluralité de rangées circonférentielles de perforations
38, s'étend sensiblement jusqu'à une extrémité aval de
la paroi interne 4.In the preferred embodiment described,
the
Par ailleurs, il est noté que les première
et seconde zones 42 et 46 de la paroi axiale interne 4
sont séparées par une zone transitoire 52 de
perforations 38, celles-ci étant réalisées de manière à
ce que leurs inclinaisons permettent de passer
progressivement, d'amont en aval, d'un flux d'air de
refroidissement contre-courant à un flux d'air de
refroidissement co-courant.Moreover, it is noted that the first
and
Il est précisé que de façon préférentielle,
la zone de transition 52 est constituée d'un nombre de
rangées circonférentielles de perforations 38 compris
entre un et trois. A titre d'exemple illustratif,
l'inclinaison des perforations 38 de cette zone de
transition 52 pourrait alors varier progressivement,
d'amont en aval, de -30° à 30°.It is specified that preferentially,
the
De manière analogue, on peut voir sur la
figure unique que la paroi axiale externe 2 dispose
d'une première zone 54 de perforations 38. Cette
première zone 54, constituée des rangées
circonférentielles de perforations 38 situées les plus
en amont de la paroi 2, est conçue de sorte que de
l'air de refroidissement soit introduit à contre-courant
à l'intérieur de la chambre de refroidissement
1, afin d'enrichir le film d'air de refroidissement D2
provenant du fond de chambre 8.Similarly, we can see on the
unique figure that the outer
Ainsi, pour chaque perforation 38 de la
première zone 54, en demi-section axiale telle que
représentée sur la figure unique, la valeur de l'angle
A1 formé entre une direction locale tangentielle 56 de
la paroi axiale externe 2 dans cette demi-section, et
une direction principale 58 de la perforation 38 dans
cette même demi-section, est comprise entre environ 30°
et 45°.Thus, for each
Il est précisé que de façon préférentielle,
la première zone 54 est constituée d'un nombre de
rangées circonférentielles de perforations 38 compris
entre un et dix, ces rangées correspondant également
aux premières rangées amont de la paroi axiale externe
2.It is specified that preferentially,
the
En aval de la première zone 54 de
perforations 38, se trouve une seconde zone 60 de
perforations 38 pratiquées de façon à ce que de l'air
de refroidissement soit introduit à co-courant à
l'intérieur de la chambre de combustion 1. Downstream of the
Dans cette seconde zone 60, chaque
perforation 38 est pratiquée de façon à ce qu'en demi-section
axiale, la valeur de l'angle A3 formé entre une
direction locale tangentielle 62 de la paroi axiale
externe 2 dans cette demi-section, et une direction
principale 64 de la perforation 38 dans cette même
demi-section, est comprise entre environ 20° et 90°.In this
Dans le mode de réalisation préféré décrit,
la seconde zone 60, qui se présente sous la forme d'une
pluralité de rangées circonférentielles de perforations
38, s'étend sensiblement jusqu'à une extrémité aval de
la paroi interne 4.In the preferred embodiment described,
the
Par ailleurs, il est noté que les première
et seconde zones 54 et 60 de la paroi axiale externe 2
sont aussi séparées par une zone transitoire 66 de
perforations 38, celles-ci étant réalisées de manière à
ce que leurs inclinaisons permettent de passer
progressivement, d'amont en aval, d'un flux d'air de
refroidissement contre-courant à un flux d'air de
refroidissement co-courant.Moreover, it is noted that the first
and
Il est précisé que de façon préférentielle,
la zone de transition 66 est constituée d'un nombre de
rangées circonférentielles de perforations 38 compris
entre un et trois. A titre d'exemple illustratif, tout
comme la zone transitoire 52 de la paroi interne 4,
l'inclinaison des perforations 38 de cette zone de
transition 66 pourrait alors varier progressivement,
d'amont en aval, de -30° à 30°.It is specified that preferentially,
the
Il est noté que dans la description qui précède, le terme « direction locale tangentielle » peut correspondre à une ligne sensiblement parallèle aux deux portions de droites symbolisant la paroi dans la demi-section axiale, à proximité de la perforation concernée.It is noted that in the description which precedes, the term "tangential local direction" can correspond to a substantially parallel line to the two portions of straight lines symbolizing the wall in the axial half-section, near the perforation concerned.
De la même façon, le terme « direction
principale de la perforation » peut correspondre à une
ligne sensiblement parallèle aux deux segments de
droites symbolisant la perforation concernée, toujours
dans cette même demi-section axiale. A cet égard, il
est noté que les directions principales des
perforations 38 correspondent respectivement à leurs
axes principaux, dans le cas où ces perforations 38
sont traversées diamétralement par le plan de section.In the same way, the term "direction"
"perforation" may correspond to a
line substantially parallel to the two segments of
straight lines symbolizing the perforation concerned, always
in this same axial half-section. In this respect, he
noted that the main directions of
De manière préférentielle, une zone locale
70 de perforations 38 est pratiquée en aval de chacun
des orifices primaires 24 et des orifices de dilution
26. Ces zones locales 70 sont prévues de sorte que de
l'air de refroidissement soit introduit de façon locale
à contre-courant à l'intérieur de la chambre de
combustion 1. De cette façon, les perforations 38 de
ces zones locales 70 sont pratiquées sensiblement de la
même manière que celle exposée ci-dessus pour les
perforations 38 des premières zones 40 et 54.Preferably, a
Cependant, contrairement aux premières et
secondes zones 40, 46, 54 et 60, ainsi qu'aux zones
transitoires 52 et 66, les zones locales 70 ne
s'étendent pas tout autour des parois axiales 2 et 4,
mais seulement sur une longueur circonférentielle
restreinte. De plus, les zones locales 70 ne sont pas
nécessairement suivies, en aval, de zones transitoires
permettant de redresser progressivement la direction
d'introduction de l'air de refroidissement à
l'intérieur de la chambre de combustion 1.However, unlike the first and
A titre d'exemple indicatif, on peut
prévoir que chaque zone locale 70 de perforations 38
s'étend circonférentiellement sur une longueur comprise
entre une à deux fois le diamètre de l'orifice primaire
24 ou de l'orifice de dilution 26 en aval duquel elle
se trouve, et que chacune de ces zones locales 70
comporte un nombre de rangées de perforations 38
compris entre un et cinq.As an indicative example, we can
provide that each
Bien entendu, il est précisé que c'est
l'ensemble des perforations 38 qui viennent d'être
décrites qui forment la multiperforation sur les parois
axiales interne 4 et externe 2. Ces perforations 38
permettent donc de bénéficier de la combinaison des
effets d'injection contre-courant et d'injection co-courant,
et assurent par conséquent une optimisation de
l'efficacité globale du refroidissement.Of course, it is stated that this is
all the
Par ailleurs, comme ceci est visible sur la
figure unique, le déflecteur 14 de la tête pilote 10
comporte un passage 72 permettant l'introduction d'une
partie du débit d'air de refroidissement D à
l'intérieur de la chambre de combustion 1, à proximité
de la paroi entre-tête 19.Moreover, as this is visible on the
single figure, the
De cette façon, le passage 72 autorise
alors l'initiation d'un film d'air de refroidissement
D3 le long de la surface intérieure chaude 74 de la
paroi entre-tête 19, cette dernière s'étendant
principalement axialement.In this way,
Par conséquent, toujours de manière à
enrichir ce film d'air de refroidissement D3, cette
paroi entre-tête 19 est également du type
multiperforée.Therefore, always in order to
enrich this cooling air film D3, this
wall between
De plus, dans le but d'obtenir une très
bonne homogénéité de sa température, la paroi entre-tête
19 dispose, d'amont en aval, d'une première zone
76 de perforations 38 pratiquées de façon à ce que de
l'air de refroidissement soit introduit à contre-courant
à l'intérieur de la chambre de combustion 1,
d'une zone transitoire 78 de perforations 38, et d'une
seconde zone 80 de perforations 38 pratiquées de façon
à ce que de l'air de refroidissement soit introduit à
co-courant à l'intérieur de la chambre de combustion 1.Moreover, in order to obtain a very
good homogeneity of its temperature, the wall between-
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à la chambre de combustion annulaire 1 qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemple non limitatif.Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the annular combustion chamber 1 which has just been described only by way of non-limiting example.
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---|---|---|---|
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Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
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---|---|
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FR (1) | FR2856468B1 (en) |
RU (1) | RU2342602C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2974162A1 (en) * | 2011-04-14 | 2012-10-19 | Snecma | Ferrule e.g. external ferrule, for flame tube of combustion chamber in turbomachine of aircraft, has three sets of bores, where third sets of bores are inclined opposite to air flow direction through ferrule from outer face of ferrule |
Families Citing this family (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7506511B2 (en) * | 2003-12-23 | 2009-03-24 | Honeywell International Inc. | Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor |
US7954326B2 (en) * | 2007-11-28 | 2011-06-07 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for cooling gas turbine engine transition liners |
GB2460403B (en) * | 2008-05-28 | 2010-11-17 | Rolls Royce Plc | Combustor Wall with Improved Cooling |
US7874157B2 (en) * | 2008-06-05 | 2011-01-25 | General Electric Company | Coanda pilot nozzle for low emission combustors |
US8220269B2 (en) * | 2008-09-30 | 2012-07-17 | Alstom Technology Ltd. | Combustor for a gas turbine engine with effusion cooled baffle |
FR2979416B1 (en) * | 2011-08-26 | 2013-09-20 | Turbomeca | WALL OF COMBUSTION CHAMBER |
US10260748B2 (en) | 2012-12-21 | 2019-04-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor with tailored temperature profile |
US10634351B2 (en) * | 2013-04-12 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | Combustor panel T-junction cooling |
US10816201B2 (en) | 2013-09-13 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Sealed combustor liner panel for a gas turbine engine |
FR3011620B1 (en) * | 2013-10-04 | 2018-03-09 | Snecma | TURBOMACHINE COMBUSTION CHAMBER WITH IMPROVED AIR INPUT PASSING DOWN A CANDLE PITCH ORIFICE |
US10816206B2 (en) | 2013-10-24 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine quench pattern for gas turbine engine combustor |
RU2581267C2 (en) * | 2013-11-12 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства" (ФГБНУ ВИЭСХ) | Device for combustion chamber with adjustable swirler for micro gas turbine engine, where turbine and compressor are turbo compressor of ice |
WO2015126501A2 (en) | 2013-12-06 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Co-swirl orientation of combustor effusion passages for gas turbine engine combustor |
US10344979B2 (en) | 2014-01-30 | 2019-07-09 | United Technologies Corporation | Cooling flow for leading panel in a gas turbine engine combustor |
CN109578141B (en) * | 2019-01-23 | 2023-10-20 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | Exhaust volute of reversing gas turbine power turbine |
CN115183273A (en) * | 2022-07-21 | 2022-10-14 | 中国航发沈阳发动机研究所 | Afterburning engine combustion chamber |
Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2974485A (en) * | 1958-06-02 | 1961-03-14 | Gen Electric | Combustor for fluid fuels |
US3751911A (en) * | 1970-04-18 | 1973-08-14 | Motoren Turbinen Union | Air inlet arrangement for gas turbine engine combustion chamber |
GB2021204A (en) * | 1978-05-20 | 1979-11-28 | Rolls Royce | Gas Turbine Combustion Chamber |
GB2073396A (en) * | 1980-03-29 | 1981-10-14 | Rolls Royce | Gas turbine combustion chambers |
GB2099978A (en) * | 1981-05-11 | 1982-12-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine combustor |
US5142871A (en) * | 1991-01-22 | 1992-09-01 | General Electric Company | Combustor dome plate support having uniform thickness arcuate apex with circumferentially spaced coolant apertures |
US5331805A (en) * | 1993-04-22 | 1994-07-26 | Alliedsignal Inc. | Reduced diameter annular combustor |
US5775108A (en) * | 1995-04-26 | 1998-07-07 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Combustion chamber having a multi-hole cooling system with variably oriented holes |
EP1010944A2 (en) * | 1998-12-18 | 2000-06-21 | General Electric Company | Cooling and connecting device for a liner of a gas turbine engine combustor |
Family Cites Families (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1492049A (en) * | 1974-12-07 | 1977-11-16 | Rolls Royce | Combustion equipment for gas turbine engines |
FR2402068A1 (en) * | 1977-09-02 | 1979-03-30 | Snecma | ANTI-POLLUTION COMBUSTION CHAMBER |
US4194358A (en) * | 1977-12-15 | 1980-03-25 | General Electric Company | Double annular combustor configuration |
US4244178A (en) * | 1978-03-20 | 1981-01-13 | General Motors Corporation | Porous laminated combustor structure |
US4896510A (en) * | 1987-02-06 | 1990-01-30 | General Electric Company | Combustor liner cooling arrangement |
US5197289A (en) * | 1990-11-26 | 1993-03-30 | General Electric Company | Double dome combustor |
US5197278A (en) * | 1990-12-17 | 1993-03-30 | General Electric Company | Double dome combustor and method of operation |
US5220795A (en) * | 1991-04-16 | 1993-06-22 | General Electric Company | Method and apparatus for injecting dilution air |
CA2070518C (en) * | 1991-07-01 | 2001-10-02 | Adrian Mark Ablett | Combustor dome assembly |
US5154060A (en) * | 1991-08-12 | 1992-10-13 | General Electric Company | Stiffened double dome combustor |
US5289687A (en) * | 1992-03-30 | 1994-03-01 | General Electric Company | One-piece cowl for a double annular combustor |
US5321951A (en) * | 1992-03-30 | 1994-06-21 | General Electric Company | Integral combustor splash plate and sleeve |
CA2089302C (en) * | 1992-03-30 | 2004-07-06 | Joseph Frank Savelli | Double annular combustor |
CA2089285C (en) * | 1992-03-30 | 2002-06-25 | Stephen Winthrop Falls | Segmented centerbody for a double annular combustor |
JP2597800B2 (en) * | 1992-06-12 | 1997-04-09 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Gas turbine engine combustor |
FR2706021B1 (en) * | 1993-06-03 | 1995-07-07 | Snecma | Combustion chamber comprising a gas separator assembly. |
FR2712379B1 (en) * | 1993-11-10 | 1995-12-29 | Snecma | Combustion chamber for a turbomachine provided with a gas separator. |
US5421158A (en) * | 1994-10-21 | 1995-06-06 | General Electric Company | Segmented centerbody for a double annular combustor |
US5623827A (en) * | 1995-01-26 | 1997-04-29 | General Electric Company | Regenerative cooled dome assembly for a gas turbine engine combustor |
WO1996027766A1 (en) * | 1995-03-08 | 1996-09-12 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Axially stepped double-ring combustion chamber for a gas turbine |
US5970716A (en) * | 1997-10-02 | 1999-10-26 | General Electric Company | Apparatus for retaining centerbody between adjacent domes of multiple annular combustor employing interference and clamping fits |
US5974805A (en) * | 1997-10-28 | 1999-11-02 | Rolls-Royce Plc | Heat shielding for a turbine combustor |
FR2777634B1 (en) * | 1998-04-16 | 2000-05-19 | Snecma | SEPARATOR FOR TWO-HEADED COMBUSTION CHAMBER |
US6079199A (en) * | 1998-06-03 | 2000-06-27 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Double pass air impingement and air film cooling for gas turbine combustor walls |
US6155056A (en) * | 1998-06-04 | 2000-12-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling louver for annular gas turbine engine combustion chamber |
US6474070B1 (en) * | 1998-06-10 | 2002-11-05 | General Electric Company | Rich double dome combustor |
US6145319A (en) * | 1998-07-16 | 2000-11-14 | General Electric Company | Transitional multihole combustion liner |
US6279323B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-08-28 | General Electric Company | Low emissions combustor |
US6260359B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-07-17 | General Electric Company | Offset dilution combustor liner |
US6655146B2 (en) * | 2001-07-31 | 2003-12-02 | General Electric Company | Hybrid film cooled combustor liner |
US6513331B1 (en) * | 2001-08-21 | 2003-02-04 | General Electric Company | Preferential multihole combustor liner |
-
2003
- 2003-06-17 FR FR0350226A patent/FR2856468B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-06-15 CA CA2470928A patent/CA2470928C/en active Active
- 2004-06-15 ES ES04102723T patent/ES2262094T3/en active Active
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- 2004-06-15 US US10/866,695 patent/US7155913B2/en active Active
- 2004-06-15 EP EP04102723A patent/EP1489359B1/en active Active
- 2004-06-16 RU RU2004118309/06A patent/RU2342602C2/en active
Patent Citations (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2974485A (en) * | 1958-06-02 | 1961-03-14 | Gen Electric | Combustor for fluid fuels |
US3751911A (en) * | 1970-04-18 | 1973-08-14 | Motoren Turbinen Union | Air inlet arrangement for gas turbine engine combustion chamber |
GB2021204A (en) * | 1978-05-20 | 1979-11-28 | Rolls Royce | Gas Turbine Combustion Chamber |
GB2073396A (en) * | 1980-03-29 | 1981-10-14 | Rolls Royce | Gas turbine combustion chambers |
GB2099978A (en) * | 1981-05-11 | 1982-12-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine combustor |
US5142871A (en) * | 1991-01-22 | 1992-09-01 | General Electric Company | Combustor dome plate support having uniform thickness arcuate apex with circumferentially spaced coolant apertures |
US5331805A (en) * | 1993-04-22 | 1994-07-26 | Alliedsignal Inc. | Reduced diameter annular combustor |
US5775108A (en) * | 1995-04-26 | 1998-07-07 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Combustion chamber having a multi-hole cooling system with variably oriented holes |
EP1010944A2 (en) * | 1998-12-18 | 2000-06-21 | General Electric Company | Cooling and connecting device for a liner of a gas turbine engine combustor |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2974162A1 (en) * | 2011-04-14 | 2012-10-19 | Snecma | Ferrule e.g. external ferrule, for flame tube of combustion chamber in turbomachine of aircraft, has three sets of bores, where third sets of bores are inclined opposite to air flow direction through ferrule from outer face of ferrule |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2470928A1 (en) | 2004-12-17 |
DE602004000789T2 (en) | 2007-05-31 |
RU2342602C2 (en) | 2008-12-27 |
US7155913B2 (en) | 2007-01-02 |
EP1489359B1 (en) | 2006-05-03 |
US20050042076A1 (en) | 2005-02-24 |
FR2856468A1 (en) | 2004-12-24 |
RU2004118309A (en) | 2006-01-10 |
DE602004000789D1 (en) | 2006-06-08 |
ES2262094T3 (en) | 2006-11-16 |
FR2856468B1 (en) | 2007-11-23 |
CA2470928C (en) | 2011-11-15 |
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