EP1489359B1 - Chambre de combustion annulaire de turbomachine - Google Patents

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EP1489359B1
EP1489359B1 EP04102723A EP04102723A EP1489359B1 EP 1489359 B1 EP1489359 B1 EP 1489359B1 EP 04102723 A EP04102723 A EP 04102723A EP 04102723 A EP04102723 A EP 04102723A EP 1489359 B1 EP1489359 B1 EP 1489359B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
axial wall
zone
combustion chamber
perforations
section
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.)
Expired - Lifetime
Application number
EP04102723A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1489359A1 (fr
Inventor
Frédéric Bruno Beule
Michel André Albert Desaulty
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
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of EP1489359A1 publication Critical patent/EP1489359A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1489359B1 publication Critical patent/EP1489359B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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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
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing

Definitions

  • the present invention relates generally to the field of turbomachine annular combustion chambers, and more particularly to that of means for thermally protecting these combustion chambers.
  • annular turbomachine combustion chamber comprises an outer axial wall and an inner axial wall, these walls being arranged coaxially and interconnected via a chamber bottom.
  • the combustion chamber is provided with injection ports each for receiving a fuel injector to allow combustion reactions within this combustion chamber. It is furthermore noted that these injectors can also make it possible to introduce at least part of the air intended for combustion, which occurs in a primary zone of the combustion chamber situated upstream of a secondary zone. said dilution zone.
  • the chamber bottom is provided with a plurality of passages for passing cooling air inside the chamber of combustion. It is indicated that these passages can be made on deflectors equipping the bottom chamber, these deflectors, also called cups or heat shields, being provided in order to generate protection against thermal radiation.
  • These passages are usually designed to allow the initiation of a cooling air film along the hot inner surface of the outer axial wall, as well as the initiation of a cooling air film along of the hot inner surface of the inner axial wall.
  • combustion chambers of this type have proved to be relatively efficient, they nevertheless have certain major drawbacks, related to the criterion of homogeneity of the axial wall temperatures.
  • the cooling air films initiated at the bottom of the chamber are of relatively poor circumferential homogeneity, particularly when the chamber bottom is provided with deflectors.
  • the characteristics of these films are largely susceptible to change over time, mainly due to the progressive deformation of the constituent elements of the chamber bottom.
  • the tests carried out also made it possible to detect the fact that the appearance of such hot parietal zones resulted largely from the entrapment of the cooling air films, initiated from the chamber bottom, between the axial wall concerned and the layer of cooling air from the multiperforation on the same wall.
  • the invention therefore aims to provide a turbomachine annular combustion chamber, at least partially overcoming the disadvantages mentioned above relating to the embodiments of the prior art.
  • the object of the invention is to present an annular turbomachine combustion chamber, the design of which makes it possible in particular to obtain axial wall temperatures more homogeneous than those encountered in the embodiments of the prior art.
  • the subject of the invention is an annular turbomachine combustion chamber comprising an outer axial wall, an inner axial wall and a chamber bottom connecting the axial walls, the chamber bottom being provided on the one hand with a plurality of injection ports for at least fuel injection within the combustion chamber and passages for at least initiation of a cooling air film.
  • the outer and inner axial walls being multi-perforated to allow the reinforcement cooling air films.
  • each of the outer and inner axial walls is provided, in an upstream portion, with a first zone of perforations formed so that cooling air is introduced against the current inside the the combustion chamber.
  • the specific design of the combustion chamber according to the invention makes it possible to obtain very homogeneous axial wall temperatures, by allowing a particularly large fattening of the cooling air films initiated from the chamber bottom, this fattening being carried out near the latter.
  • each perforation of the first zone of the outer axial wall is made in such a way that in axial half-section the the value of the angle formed between a tangential local direction of the outer axial wall in this half-section, and a main direction of the perforation in this same half-section is between about 30 ° and 45 °.
  • each perforation of the first zone of the inner axial wall is made in such a way that, in axial half-section, the value of the angle formed between a tangential local direction of the internal axial wall in this half -section, and a main direction of the perforation in this same half-section, is between about 30 ° and 45 °.
  • each of the outer and inner axial walls is provided, downstream of the first zone of perforations, with a second zone of perforations formed so that cooling air is introduced co-current to the inside the combustion chamber.
  • each of the external and internal axial walls is provided, between the first zone and the second perforation zone, with a transient zone of perforations intended to ensure a gradual change in the direction of rotation. introduction of the cooling air inside the combustion chamber.
  • the chamber bottom has a wall between head, it can be provided that it has, upstream to downstream, a first zone of perforations made so that cooling air is introduced against the current at the interior of the combustion chamber, a transient zone of perforations, and a second zone of perforations made so that cooling air is introduced cocurrently inside this chamber of combustion.
  • the chamber is designed so that the external and internal axial walls each comprise a plurality of primary orifices and dilution orifices, a local zone of perforations formed so that cooling air is introduced locally countercurrently within the combustion chamber is then provided downstream of each of these primary orifices, and downstream of each of these dilution orifices.
  • the presence of these local areas of perforations makes it possible to eliminate the hot spots previously encountered, downstream of each of the primary and dilution orifices.
  • annular combustion chamber 1 of a turbomachine there is partially shown an annular combustion chamber 1 of a turbomachine, according to a preferred embodiment of the present invention.
  • the combustion chamber 1 comprises an external axial wall 2, as well as an internal axial wall 4, these two walls 2 and 4 being disposed coaxially along a principal longitudinal axis 6 of the chamber 1, this axis 6 also corresponding to the axis longitudinal main of the turbomachine.
  • the axial walls 2 and 4 are connected to each other via a chamber bottom 8, which in the preferred embodiment described comprises a pilot head 10 and a take-off head 12.
  • the takeoff head 12 is offset axially downstream and radially outwardly relative to the pilot head 10.
  • these heads 10 and 12, connected to each other via a head wall 19, are respectively provided with a deflector 14 and a deflector 16.
  • this chamber bottom 8 could also have other designs known to those skilled in the art, such as a design in which it does not include a deflector, without departing from the scope of the invention.
  • Each of these injection ports 18 is designed so as to cooperate with a fuel injector 20, in order to allow the combustion reactions inside this combustion chamber 1 (the injection orifices 18 of the deflectors 14 and 16 being arranged in staggered rows, only an injection port 18 and an injector 20 of the takeoff head 12 are shown in the axial half-sectional view of Figure 1).
  • these injectors 20 are also designed to allow the introduction of at least a portion of the air for combustion, the latter occurring in a primary zone 22 located in an upstream part of the chamber
  • the air intended for combustion can also be introduced inside the chamber 1 via primary orifices 24, located all around the external axial walls 2 and 4.
  • the primary orifices 24 are arranged upstream of a plurality of dilution orifices 26, the latter also being placed all around the external axial walls 2 and internal 4, and having main function of allowing the supply of air to a dilution zone 28 located downstream of the primary zone 22.
  • a cooling air flow D serving mainly to cool the hot inner surfaces 30 and 32 of the external axial walls 2 and internal 4.
  • the deflector 14 of the pilot head 10 has a passage 34 allowing the introduction of a portion of the cooling air flow D inside the combustion chamber 1, near the inner axial wall 4.
  • the passage 34 then authorizes the initiation of a cooling air film D1 along the hot inner surface 32 of the inner axial wall 4.
  • the deflector 16 of the take off head 12 has a passage 36 allowing the introduction of another part of the cooling air flow D inside the combustion chamber 1, near the wall In such a configuration, the passage 36 therefore allows the initiation of a cooling air film D2 along the hot inner surface 30 of the outer axial wall 2.
  • the outer axial walls 2 and inner 4 are each of the multiperforated type over substantially their entire length.
  • these walls 2 and 4 have a multitude of perforations 38, preferably each cylindrical of circular section, and with a diameter of between about 0.3 and 0.6 mm.
  • the perforations 38 are distributed all around the axial wall concerned, and substantially all along the same axial wall.
  • the inner axial wall 4 has a first zone 40 of perforations 38.
  • This first zone 40 consisting of circumferential rows of perforations 38 situated furthest upstream of the wall 4, is designed so that cooling air is introduced countercurrently into the cooling chamber 1 to enrich the cooling air film D1 from the chamber bottom 8.
  • each perforation 38 of the first zone 40 in axial half-section as shown in the single figure, the value of the angle A2 formed between a tangential local direction 42 of the inner axial wall 4 in this half-section. and a main direction 44 of the perforation 38 in this same half-section is between about 30 ° and 45 °.
  • each perforation 38 can be defined as forming an angle, with the inner axial wall 4, between about 30 ° and 45 °.
  • the first zone 40 consists of a number of circumferential rows of perforations 38 between one and ten, these rows corresponding to the first upstream rows of the inner axial wall 4.
  • a second zone 46 of perforations 38 Downstream of the first zone 40 of perforations 38 is a second zone 46 of perforations 38 formed so that air coolant is introduced co-currently into the combustion chamber 1.
  • each perforation 38 is made in such a way that in axial half-section, the value of the angle A4 formed between a tangential local direction 48 of the internal axial wall 4 in this half-section, and a main direction 50 of the perforation 38 in this same half-section is between about 20 ° and 90 °.
  • each perforation 38 can be defined as forming an angle, with the inner axial wall 4, between about 20 ° and 90 °.
  • the second zone 46 which is in the form of a plurality of circumferential rows of perforations 38, extends substantially to a downstream end of the inner wall 4.
  • first and second zones 42 and 46 of the inner axial wall 4 are separated by a transient zone 52 of perforations 38, these being made in such a way that their inclinations make it possible to progressively pass, upstream downstream of a flow of countercurrent cooling air to a co-current cooling air flow.
  • the transition zone 52 consists of a number of circumferential rows of perforations 38 between one and three.
  • the inclination of the perforations 38 of this zone of transition 52 could then vary progressively, from upstream to downstream, from -30 ° to 30 °.
  • the outer axial wall 2 has a first zone 54 of perforations 38.
  • This first zone 54 consisting of circumferential rows of perforations 38 situated furthest upstream of the wall 2, is designed such that cooling air is introduced countercurrently into the cooling chamber 1 to enrich the cooling air film D2 from the chamber bottom 8.
  • the value of the angle A1 formed between a tangential local direction 56 of the outer axial wall 2 in this half-section. and a main direction 58 of the perforation 38 in the same half-section is between about 30 ° and 45 °.
  • the first zone 54 consists of a number of circumferential rows of perforations 38 between one and ten, these rows also corresponding to the first upstream rows of the outer axial wall 2.
  • each perforation 38 is made in such a way that, in axial half-section, the value of the angle A3 formed between a tangential local direction 62 of the external axial wall 2 in this half-section, and a main direction 64 of the perforation 38 in this same half-section is between about 20 ° and 90 °.
  • the second zone 60 which is in the form of a plurality of circumferential rows of perforations 38, extends substantially to a downstream end of the inner wall 4.
  • first and second zones 54 and 60 of the outer axial wall 2 are also separated by a transient zone 66 of perforations 38, these being made in such a way that their inclinations make it possible to progressively pass, from upstream to downstream, from a flow of countercurrent cooling air to a co-current cooling air flow.
  • the transition zone 66 consists of a number of circumferential rows of perforations 38 between one and three.
  • the inclination of the perforations 38 of this transition zone 66 could then vary progressively, from upstream to downstream, from -30 ° to 30 °.
  • tangential local direction may correspond to a substantially parallel line to the two straight portions symbolizing the wall in the axial half-section, close to the perforation concerned.
  • main direction of the perforation can correspond to a line substantially parallel to the two line segments symbolizing the perforation concerned, always in this same axial half-section.
  • main directions of the perforations 38 correspond respectively to their main axes, in the case where these perforations 38 are traversed diametrically by the section plane.
  • a local zone 70 of perforations 38 is formed downstream of each of the primary orifices 24 and the dilution orifices 26. These local zones 70 are provided so that cooling air is introduced locally against In this way, the perforations 38 of these local zones 70 are made in substantially the same manner as that explained above for the perforations 38 of the first zones 40 and 54.
  • the local zones 70 do not extend all around the axial walls 2 and 4, but only over a circumferential length restraint.
  • the local areas 70 are not necessarily followed, downstream, by transient zones making it possible to progressively rectify the direction introducing the cooling air into the combustion chamber 1.
  • each local zone 70 of perforations 38 extends circumferentially over a length comprised between one to two times the diameter of the primary orifice 24 or the dilution orifice 26 downstream of which it is, and each of these local areas 70 has a number of rows of perforations 38 between one and five.
  • the deflector 14 of the pilot head 10 has a passage 72 allowing the introduction of a portion of the cooling air flow D inside the combustion chamber 1 , near the wall between the head 19.
  • the passage 72 then allows the initiation of a cooling air film D3 along the hot inner surface 74 of the inter-head wall 19, the latter extending mainly axially.
  • this inter-head wall 19 is also of the multi-perforated type.
  • the inter-head wall 19 has, from upstream to downstream, a first zone 76 of perforations 38 made so that air cooling device is introduced against the current inside the combustion chamber 1, a transitional zone 78 of perforations 38, and a second zone 80 of perforations 38 made in such a way that cooling is introduced co-currently into the combustion chamber 1.

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Description

    DOMAINE TECHNIQUE
  • 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.
    • ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Selon une réalisation classique de l'art antérieur voir par exemple US-A-5 142 871, 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
    • EXPOSÉ DE L'INVENTION
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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 disparaître 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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°.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Avantageusement, la présence de ces zones locales de perforations permet de faire disparaître les points chauds rencontrés antérieurement, en aval de chacun des orifices primaires et de dilution.
  • D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
    • BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
  • 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.
    • EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PRÉFÉRÉ
  • 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.
  • 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.
  • 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).
  • 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 22.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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°.
  • 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.
  • 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.
  • 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°.
  • 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.
  • 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.
  • 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°.
  • 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.
  • 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°.
  • 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.
  • 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.
  • 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°.
  • 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.
  • 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.
  • 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°.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Par conséquent, toujours de manière à enrichir ce film d'air de refroidissement D3, cette paroi entre-tête 19 est également du type multiperforée.
  • 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.
  • 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.

Claims (10)

  1. Chambre de combustion annulaire (1) de turbomachine, ladite chambre (1) comprenant une paroi axiale externe (2), une paroi axiale interne (4) et un fond de chambre (8) reliant lesdites parois axiales (2,4), le fond de chambre (8) étant pourvu d'une part d'une pluralité d'orifices d'injection (18) destinés à permettre au moins l'injection du carburant à l'intérieur de la chambre de combustion (1), et d'autre part de passages (34,36,72) permettant au moins l'initiation d'un film d'air de refroidissement (D2) le long de la surface intérieure chaude (30) de la paroi axiale externe (2) ainsi que celle d'un film d'air de refroidissement (D1) le long de la surface intérieure chaude (32) de la paroi axiale interne (4), lesdites parois axiales externe (2) et interne (4) étant multiperforées sur sensiblement toute leur longueur afin d'autoriser le renforcement des films d'air de refroidissement (D1,D2), caractérisée en ce que chacune desdites parois axiales externe (2) et interne (4) est munie, dans une partie amont, d'une première zone (54,40) 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).
  2. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que chaque perforation (38) de la première zone (54) de la paroi axiale externe (2) est pratiquée de façon à ce qu'en demi-section axiale, 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°, et en ce que chaque perforation (38) de la première zone (40) de la paroi axiale interne (4) est pratiquée de façon à ce qu'en demi-section axiale, 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°.
  3. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que la première zone (54,40) de perforations (38) de chacune desdites parois axiales externe (2) et interne (4) comporte un nombre de rangées circonférentielles compris entre un et dix.
  4. Chambre de combustion annulaire (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chacune desdites parois axiales externe (2) et interne (4) est munie, en aval de la première zone (54,40) de perforations (38), d'une seconde zone (60,46) 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).
  5. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 4, caractérisée en ce que chaque perforation (38) de la seconde zone (60) de la paroi axiale externe (2) 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°, et en ce que chaque perforation (38) de la seconde zone (46) de la paroi axiale interne (4) 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 (2) 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°.
  6. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 5, caractérisée en ce que chacune desdites parois axiales externe (2) et interne (4) est munie, entre la première zone (54,40) et la seconde zone (60,46) de perforations (38), d'une zone transitoire (66,52) de perforations (38).
  7. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 6, caractérisée en ce que la zone transitoire (66,52) de perforations (38) de chacune desdites parois axiales externe (2) et interne (4) comporte un nombre de rangées circonférentielles compris entre un et trois.
  8. Chambre de combustion annulaire (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le fond de chambre (8) comprend une paroi entre-tête (19) disposant, 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).
  9. Chambre de combustion annulaire (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les parois axiales externe (2) et interne (4) comportent chacune une pluralité d'orifices primaires (24) et d'orifices de dilution (26), une zone locale (70) de perforations (38) 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 (1) étant prévue en aval de chacun desdits orifices primaires (24), ainsi qu'en aval de chacun desdits orifices de dilution (26).
  10. Chambre de combustion annulaire (1) selon la revendication 9, caractérisée en ce 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.
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