EP1881179B1 - System for ventilating the wall of a combustion chamber in a turbomachine - Google Patents

System for ventilating the wall of a combustion chamber in a turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP1881179B1
EP1881179B1 EP07290753.8A EP07290753A EP1881179B1 EP 1881179 B1 EP1881179 B1 EP 1881179B1 EP 07290753 A EP07290753 A EP 07290753A EP 1881179 B1 EP1881179 B1 EP 1881179B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
injection means
turbine engine
diffuser
flange
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.)
Active
Application number
EP07290753.8A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP1881179A2 (en
EP1881179A3 (en
Inventor
Patrice Commaret
Didier Hernandez
David Locatelli
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
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP1881179A2 publication Critical patent/EP1881179A2/en
Publication of EP1881179A3 publication Critical patent/EP1881179A3/en
Application granted granted Critical
Publication of EP1881179B1 publication Critical patent/EP1881179B1/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow

Definitions

  • the upstream end of this sheet may be centered and fixed, for example by welding, on the diffuser, or comprise a cylindrical flange centered and supported by the diffuser.
  • the downstream end of the sheet may be fixed, for example by welding or bolting an annular flange, to the air injection means.
  • the sheet advantageously comprises pressure equalization orifices to limit its deformations in operation.
  • the combustion chamber 14 has a generally frustoconical shape and is inclined from upstream to downstream inwards. It comprises two coaxial revolution walls 46, 48 extending one inside the other and connected at their upstream ends to a wall 50 of chamber bottom, these walls 46, 48 and 50 delimiting between them a annular enclosure in which fuel is supplied by injectors (not shown).
  • the injection means 42 comprise an annular duct 67 whose inlet 68 opens radially outwards and is located downstream of the flange 40 of the flange and upstream of the flange 56 of the shell 54, and whose outlet (not shown) is oriented downstream and is located radially inside the shell 54.
  • the system according to the invention makes it possible to eliminate the abovementioned disadvantages by creating a vein 90 of stable airflow between the flange 28 of the diffuser and the inner wall 48 of the chamber by means of the annular convection plate 100 arranged radially between the flange 28 of the diffuser and the combustion chamber 14.
  • the air of this vein 90 is channeled by the convection plate 100 and the inner wall 48 of the chamber, which makes it possible to avoid delamination and to limit turbulence and pressure drops.
  • the sheet 100 preferably comprises through holes (shown diagrammatically at 114 in figure 1 ) to balance the pressures inside and outside the sheet.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)

Description

La présente invention concerne un système de ventilation de paroi de chambre de combustion dans une turbomachine comportant un compresseur centrifuge et un diffuseur alimentant en air la chambre annulaire de combustion.The present invention relates to a combustion chamber wall ventilation system in a turbomachine comprising a centrifugal compressor and a diffuser supplying air to the annular combustion chamber.

De façon connue, la chambre annulaire de combustion de la turbomachine est située dans un espace annulaire délimité par un carter interne et un carter externe. Le carter interne supporte le diffuseur dont l'entrée est alignée avec la sortie du compresseur centrifuge et dont la sortie est située radialement à l'extérieur de la chambre de combustion.In known manner, the annular combustion chamber of the turbomachine is located in an annular space defined by an inner casing and an outer casing. The inner housing supports the diffuser whose input is aligned with the output of the centrifugal compressor and whose output is located radially outside the combustion chamber.

L'air sortant du diffuseur est destiné, principalement, à pénétrer dans la chambre de combustion et à être mélangé à du carburant puis brûlé, et secondairement, à contourner la chambre de combustion pour alimenter des orifices primaires et de dilution de la chambre et des moyens d'injection d'air de ventilation et/ou de refroidissement de composants, notamment de turbine, situés en aval de la chambre de combustion.The air leaving the diffuser is intended, mainly, to enter the combustion chamber and to be mixed with fuel and then burned, and secondarily to bypass the combustion chamber to supply primary or dilution orifices of the chamber and means for injecting ventilation air and / or cooling components, especially turbine, located downstream of the combustion chamber.

Le diffuseur est raccordé à un flasque annulaire à section sensiblement en L formant le carter interne qui s'étend vers l'aval jusqu'aux moyens d'injection d'air précités. Le carter interne délimite avec la paroi interne de la chambre une cavité annulaire ayant un volume relativement important et l'air qui contourne la chambre en passant entre celle-ci et le carter interne n'est pas guidé et est soumis à des turbulences et à des décollements de flux qui provoquent des pertes de charge et réduisent les performances de la turbomachine. Ce phénomène est amplifié lorsque la chambre est inclinée d'amont en aval vers l'intérieur.The diffuser is connected to an annular flange with a substantially L-shaped section forming the internal casing which extends downstream to the aforementioned air injection means. The inner casing delimits with the inner wall of the chamber an annular cavity having a relatively large volume and the air which bypasses the chamber passing between the latter and the inner casing is not guided and is subject to turbulence and flow detachments which cause pressure losses and reduce the performance of the turbomachine. This phenomenon is amplified when the chamber is inclined from upstream to downstream inwards.

Cependant, il n'est pas envisageable de modifier la forme de ce carter interne pour tenter d'éviter ces inconvénients car ce carter est une pièce structurale qui supporte des composants et qui transmet des efforts, de sorte que sa forme ne peut être changée de façon notable sans dégrader ses fonctions structurales et sans augmenter fortement son poids. En outre, cette modification serait coûteuse.However, it is not conceivable to modify the shape of this inner casing to try to avoid these disadvantages because this housing is a structural part that supports components and which transmits forces, so that its shape can not be changed. notable way without degrade its structural functions and without greatly increasing its weight. In addition, this modification would be expensive.

On a déjà proposé de réduire le volume de la cavité annulaire située entre le carter interne et la paroi interne de la chambre de combustion. Par exemple, dans le document US-A-4,429,527 , la turbomachine comprend un carter interne qui s'étend sensiblement radialement en amont et à proximité de la paroi interne d'une chambre de combustion radiale, et dans le document US-A-5,555,721 , le carter interne s'étend à faible distance et radialement à l'intérieur de la paroi interne d'une chambre de combustion axiale. Cependant, ces solutions ne sont pas entièrement satisfaisantes car elles ne sont notamment pas applicables à une chambre de combustion inclinée d'amont en aval vers l'intérieur. D'autre part, elles entraînent des modifications complexes et coûteuses du diffuseur et du carter de la turbomachine.It has already been proposed to reduce the volume of the annular cavity located between the inner casing and the inner wall of the combustion chamber. For example, in the document US Patent 4,429,527 , the turbomachine comprises an inner casing which extends substantially radially upstream and close to the internal wall of a radial combustion chamber, and in the document US Patent 5,555,721 , the inner casing extends a short distance and radially inside the inner wall of an axial combustion chamber. However, these solutions are not entirely satisfactory because they are not particularly applicable to a combustion chamber inclined upstream downstream inwards. On the other hand, they cause complex and expensive modifications of the diffuser and the casing of the turbomachine.

L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ces problèmes.The invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to these problems.

Elle propose à cet effet un système de ventilation de paroi de chambre de combustion dans une turbomachine comprenant un compresseur centrifuge alimentant par un diffuseur la chambre de combustion, et un carter interne à section sensiblement en L raccordé au diffuseur et qui s'étend vers l'aval jusqu'à des moyens d'injection d'air de ventilation d'une turbine, caractérisé en ce qu'une tôle annulaire de convection est agencée radialement entre la chambre de combustion et le carter interne et s'étend axialement depuis le diffuseur jusqu'aux moyens d'injection le long d'une paroi radialement interne de la chambre de combustion pour délimiter avec la paroi interne de la chambre une veine annulaire d'écoulement d'air sans décollement et à pertes de charge réduites, destinée à alimenter des perçages de la paroi interne de la chambre de combustion et les moyens d'injection d'air.It proposes for this purpose a combustion chamber wall ventilation system in a turbomachine comprising a centrifugal compressor supplying a diffuser to the combustion chamber, and a substantially L-shaped inner casing connected to the diffuser and extending to the downstream to means for injecting ventilation air from a turbine, characterized in that an annular convection plate is arranged radially between the combustion chamber and the inner casing and extends axially from the diffuser to the injection means along a radially inner wall of the combustion chamber to define with the inner wall of the chamber an annular flow stream of air without separation and with reduced pressure drops, intended to supply holes in the inner wall of the combustion chamber and the air injection means.

La tôle annulaire selon l'invention assure un écoulement d'air stable, sans décollement et avec des pertes de charge minimales le long de la paroi interne de la chambre de combustion, ce qui permet une alimentation optimale des moyens d'injection d'air et des orifices primaires et de dilution de la paroi interne de la chambre. Cette tôle de convection a une fonction purement aérodynamique que le flasque du diffuseur ou carter interne n'a pas à remplir de sorte que les formes de ce carter et de la tôle de convection peuvent être optimisées indépendamment l'une de l'autre.The annular plate according to the invention ensures a stable air flow, without delamination and with minimal pressure losses along the internal wall of the combustion chamber, which allows an optimal supply of the air injection means and the primary and dilution holes of the inner wall of the chamber. This convection plate has a purely aerodynamic function that the flange of the diffuser or inner housing does not have to fill so that the shapes of this housing and the convection plate can be optimized independently of one another.

Dans un mode de réalisation préféré, la tôle annulaire de convection s'étend au moins en partie sensiblement parallèlement et à faible distance de la paroi interne de la chambre de combustion.In a preferred embodiment, the annular convection plate extends at least in part substantially parallel and at a short distance from the inner wall of the combustion chamber.

L'extrémité amont de cette tôle peut être centrée et fixée, par exemple par soudure, sur le diffuseur, ou comprendre un rebord cylindrique centré et supporté par le diffuseur. L'extrémité aval de la tôle peut être fixée, par exemple par soudure ou par boulonnage d'une bride annulaire, aux moyens d'injection d'air.The upstream end of this sheet may be centered and fixed, for example by welding, on the diffuser, or comprise a cylindrical flange centered and supported by the diffuser. The downstream end of the sheet may be fixed, for example by welding or bolting an annular flange, to the air injection means.

La tôle comprend avantageusement des orifices d'équilibrage de pression pour limiter ses déformations en fonctionnement.The sheet advantageously comprises pressure equalization orifices to limit its deformations in operation.

Selon d'autres caractéristiques de l'invention, la tôle annulaire de convection comprend une partie médiane tronconique reliée à son extrémité de plus grand diamètre à une partie sensiblement cylindrique s'étendant du côté opposé à la partie intermédiaire, et à son extrémité de plus petit diamètre à une partie sensiblement radiale s'étendant vers l'intérieur depuis la partie intermédiaire.According to other features of the invention, the annular convection plate comprises a frustoconical central portion connected to its end of larger diameter to a substantially cylindrical portion extending from the opposite side to the intermediate portion, and at its end of more small diameter at a substantially radial portion extending inwardly from the intermediate portion.

Pour faciliter son montage, la partie sensiblement cylindrique de la tôle comporte un rebord cylindrique orienté du côté opposé à sa partie sensiblement radiale.To facilitate its mounting, the substantially cylindrical portion of the sheet has a cylindrical rim oriented on the opposite side to its substantially radial portion.

L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un système de ventilation de paroi de chambre de combustion tel que décrit ci-dessus.The invention also relates to a turbomachine, such as an airplane turbojet or turboprop, characterized in that it comprises a combustion chamber wall ventilation system as described above.

L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels :

  • la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un système de ventilation de paroi de chambre de combustion selon l'invention ;
  • la figure 2 est une modélisation de l'écoulement de l'air dans un système de ventilation selon la technique antérieure ;
  • la figure 3 est une modélisation de l'écoulement de l'air dans un système de ventilation selon l'invention.
The invention will be better understood and other details, features and advantages of the present invention will become apparent upon reading the following description given by way of non-limiting example and with reference to the accompanying drawings, in which:
  • the figure 1 is a partial diagrammatic view in axial section of a combustion chamber wall ventilation system according to the invention;
  • the figure 2 is a modeling of the flow of air in a ventilation system according to the prior art;
  • the figure 3 is a modeling of the flow of air in a ventilation system according to the invention.

La figure 1 représente une partie d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant d'amont en aval, dans le sens de l'écoulement des gaz à l'intérieur de la turbomachine, un compresseur centrifuge 10, un diffuseur 12 et une chambre de combustion 14.The figure 1 represents a part of a turbomachine, such as a jet engine or an airplane turbo-propeller, comprising, from upstream to downstream, in the direction of the flow of the gases inside the turbomachine, a centrifugal compressor 10, a diffuser 12 and a combustion chamber 14.

L'entrée 20 du compresseur centrifuge 10 est orientée vers l'amont, sensiblement parallèlement à l'axe de la turbomachine, et sa sortie 22 est orientée radialement vers l'extérieur, sensiblement perpendiculairement à l'axe de la turbomachine.The inlet 20 of the centrifugal compressor 10 is oriented upstream, substantially parallel to the axis of the turbomachine, and its outlet 22 is oriented radially outwardly, substantially perpendicular to the axis of the turbomachine.

Le diffuseur 12 a une forme générale annulaire coudée à 90° et comprend une entrée 24 alignée avec la sortie 22 du compresseur, et une sortie 26 qui est orientée vers l'aval et débouche radialement à l'extérieur de la chambre de combustion 14.The diffuser 12 has a generally annular shape bent at 90 ° and comprises an inlet 24 aligned with the outlet 22 of the compressor, and an outlet 26 which faces downstream and opens out radially outside the combustion chamber 14.

Le diffuseur 12 est porté par un carter externe 30 qui entoure extérieurement le compresseur 10, le diffuseur 12 et la chambre de combustion 14.The diffuser 12 is carried by an outer casing 30 which externally surrounds the compressor 10, the diffuser 12 and the combustion chamber 14.

Le diffuseur 12 comprend un voile cylindrique amont 32 se terminant par une bride annulaire interne 34 fixée par des moyens appropriés du type vis-écrou à une bride 36 du carter externe 30.The diffuser 12 comprises an upstream cylindrical veil 32 ending in an internal annular flange 34 fixed by appropriate means of the screw-nut type to a flange 36 of the outer casing 30.

Le diffuseur 12 comprend également un flasque annulaire aval 28 à section sensiblement en L qui forme un carter interne et qui comporte une partie radiale 38 qui s'étend vers l'intérieur depuis l'entrée 24 du diffuseur 12, et une partie sensiblement cylindrique qui s'étend vers l'aval depuis l'extrémité radialement interne de la partie radiale 38 et comporte à son extrémité aval une bride annulaire 40 de fixation sur des moyens 42 d'injection d'air de ventilation et/ou refroidissement de composants (notamment de turbine) situés en aval de la chambre de combustion 14.The diffuser 12 also comprises a downstream annular flange 28 of substantially L-shaped section which forms an internal casing and which comprises a radial portion 38 which extends inwardly from the inlet 24 of the diffuser 12, and a substantially cylindrical portion which extends downstream from the radially inner end of the radial portion 38 and comprises at its downstream end an annular flange 40 for attachment to means 42 for injecting ventilation and / or cooling air components (including turbine) located downstream of the combustion chamber 14.

La partie radiale 38 du flasque 28 s'étend en aval et le long du rouet du compresseur centrifuge pour délimiter avec celui-ci un passage annulaire radial 44 communiquant à son extrémité radialement externe avec la sortie 22 du compresseur centrifuge.The radial portion 38 of the flange 28 extends downstream and along the wheel of the centrifugal compressor to define therewith a radial annular passage 44 communicating at its radially outer end with the outlet 22 of the centrifugal compressor.

La chambre de combustion 14 a une forme générale tronconique et est inclinée d'amont en aval vers l'intérieur. Elle comporte deux parois de révolution coaxiales 46, 48 s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre et reliées à leurs extrémités amont à une paroi 50 de fond de chambre, ces parois 46, 48 et 50 délimitant entre elles une enceinte annulaire dans laquelle du carburant est amené par des injecteurs (non représentés).The combustion chamber 14 has a generally frustoconical shape and is inclined from upstream to downstream inwards. It comprises two coaxial revolution walls 46, 48 extending one inside the other and connected at their upstream ends to a wall 50 of chamber bottom, these walls 46, 48 and 50 delimiting between them a annular enclosure in which fuel is supplied by injectors (not shown).

La paroi radialement externe 46 de la chambre est fixée à son extrémité aval au carter externe 30, et sa paroi radialement interne 48 est reliée à son extrémité aval à une virole tronconique 54 qui comporte à son extrémité radialement interne une bride annulaire interne 56 de fixation sur les moyens d'injection 42 précités.The radially outer wall 46 of the chamber is fixed at its downstream end to the outer casing 30, and its radially inner wall 48 is connected at its downstream end to a frustoconical shell 54 which has at its radially inner end an internal annular flange 56 for fixing on the aforementioned injection means 42.

Les moyens d'injection 42 comprennent un conduit annulaire 67 dont l'entrée 68 débouche radialement vers l'extérieur et est située en aval de la bride 40 du flasque et en amont de la bride 56 de la virole 54, et dont la sortie (non représentée) est orientée vers l'aval et est située radialement à l'intérieur de la virole 54.The injection means 42 comprise an annular duct 67 whose inlet 68 opens radially outwards and is located downstream of the flange 40 of the flange and upstream of the flange 56 of the shell 54, and whose outlet ( not shown) is oriented downstream and is located radially inside the shell 54.

Une petite partie du débit d'air sortant du compresseur centrifuge 10 (flèche 82) passe dans le passage radial 44 formé entre le rouet du compresseur et la partie radiale 38 du flasque 28 du diffuseur pour refroidir une partie radialement externe du rouet du compresseur.A small portion of the air flow leaving the centrifugal compressor 10 (arrow 82) passes through the radial passage 44 formed between the compressor impeller and the radial portion 38 of the flange 28 of the diffuser to cool a radially outer portion of the compressor impeller.

La majeure partie du débit d'air sortant du compresseur 10 passe dans le diffuseur 12 (flèche 86) et alimente la chambre de combustion 14 (flèches 88) des veines annulaires interne 90 et externe 92 de contournement de la chambre de combustion 14 (flèches 94).Most of the air flow leaving the compressor 10 passes into the diffuser 12 (arrow 86) and feeds the combustion chamber 14 (arrows 88) internal annular veins 90 and outer 92 bypassing the combustion chamber 14 (arrows 94).

La veine externe 92 est formée entre le carter externe 30 et la paroi externe 46 de la chambre, et l'air qui passe dans cette veine 92 se partage en un débit qui pénètre dans la chambre à travers des perçages (non représentés) de la paroi 46 de la chambre et en un débit utilisé pour le refroidissement et/ou la ventilation de composants, non représentés, situés en aval de la chambre.The external vein 92 is formed between the outer casing 30 and the outer wall 46 of the chamber, and the air passing through this vein 92 splits into a flow rate that enters the chamber through bores (not shown) of the chamber. wall 46 of the chamber and at a rate used for cooling and / or ventilation components, not shown, located downstream of the chamber.

Dans la technique antérieure et comme représenté très schématiquement en figure 2, la veine interne 90' est formée entre le flasque 28 du diffuseur et la paroi interne 48 de la chambre, et l'air qui passe dans cette veine n'est pas guidé correctement et est soumis à des turbulences et à des décollements de flux qui produisent des pertes de charge importantes et réduisent les performances de la turbomachine.In the prior art and as shown very schematically in figure 2 , the internal vein 90 'is formed between the flange 28 of the diffuser and the inner wall 48 of the chamber, and the air flowing in this vein is not guided correctly and is subjected to turbulence and flow detachments which produce high pressure drops and reduce the performance of the turbomachine.

La cavité qui se trouve entre la chambre de combustion 14 et le flasque 28 du diffuseur a un volume relativement important, du fait de l'inclinaison de la chambre de combustion et de la forme du flasque 28 dont la partie radiale 38 sert au prélèvement d'air en sortie du compresseur et au guidage de l'air prélevé en direction de l'axe de rotation, de sorte que la majeure partie du flasque 28 est relativement très écartée de la paroi interne 48 de la chambre de combustion.The cavity which is located between the combustion chamber 14 and the flange 28 of the diffuser has a relatively large volume, because of the inclination of the combustion chamber and the shape of the flange 28, the radial portion 38 is used for sampling air at the outlet of the compressor and guiding the air taken in the direction of the axis of rotation, so that the bulk of the flange 28 is relatively widely spaced from the inner wall 48 of the combustion chamber.

La partie du débit d'air provenant du diffuseur 12 et qui s'écoule le long de la paroi 50 de fond de chambre s'écoule ensuite le long du flasque 28 du diffuseur, ce qui crée au niveau de la jonction entre les parois 48 et 50 de la chambre une zone 96 de décollement de flux provoquant des turbulences et des pertes de charge importantes.The portion of the air flow from the diffuser 12 and flowing along the chamber bottom wall 50 then flows along the flange 28 of the diffuser, which creates at the junction between the walls 48. and 50 of the chamber a flow separation zone 96 causing turbulence and significant pressure drops.

L'air de la veine 90' se partage en un débit qui pénètre dans la chambre à travers des perçages (non représentés) de la paroi 48 de la chambre et en un débit qui alimente les moyens d'injection 42.The air of the vein 90 'is divided into a flow rate that enters the chamber through holes (not shown) of the wall 48 of the chamber and at a rate that feeds the injection means 42.

Le système selon l'invention permet de supprimer les inconvénients précités en créant une veine 90 d'écoulement d'air stable entre le flasque 28 du diffuseur et la paroi interne 48 de la chambre au moyen de la tôle annulaire de convection 100 agencée radialement entre le flasque 28 du diffuseur et la chambre de combustion 14.The system according to the invention makes it possible to eliminate the abovementioned disadvantages by creating a vein 90 of stable airflow between the flange 28 of the diffuser and the inner wall 48 of the chamber by means of the annular convection plate 100 arranged radially between the flange 28 of the diffuser and the combustion chamber 14.

Dans l'exemple de réalisation de la figure 1, la tôle annulaire 100 comprend une partie amont 102 sensiblement cylindrique, une partie intermédiaire tronconique 104 qui s'étend en aval vers l'intérieur depuis la partie cylindrique 102, et une partie aval 106 sensiblement radiale qui s'étend vers l'intérieur depuis l'extrémité aval de la partie intermédiaire 104.In the exemplary embodiment of the figure 1 , the annular plate 100 comprises a substantially cylindrical upstream portion 102, a frustoconical intermediate portion 104 which extends downstream inwards from the cylindrical portion 102, and a substantially radial downstream portion 106 which extends inwardly from the downstream end of the intermediate portion 104.

La partie intermédiaire 104 s'étend sensiblement parallèlement à la partie interne 48 de la chambre et à faible distance de celle-ci pour délimiter la veine 90 d'écoulement d'air qui contourne la chambre par l'intérieur.The intermediate portion 104 extends substantially parallel to the inner portion 48 of the chamber and at a short distance therefrom for delimiting the air flow vein 90 which bypasses the chamber from the inside.

La tôle 100 comprend à son extrémité amont un rebord cylindrique 108 orienté vers l'amont qui est engagé depuis l'aval dans une rainure annulaire 110 débouchant vers l'aval et formée à proximité de l'entrée du diffuseur. La rainure 110 et le rebord 108 permettent de supporter et de centrer le caisson, comme cela sera décrit plus en détail dans ce qui suit.The sheet 100 comprises at its upstream end a cylindrical rim 108 facing upstream which is engaged from downstream in an annular groove 110 opening downstream and formed near the inlet of the diffuser. The groove 110 and the flange 108 can support and center the box, as will be described in more detail in the following.

L'extrémité radialement interne de la tôle 100 est fixée par soudure en 112 sur les moyens d'injection 42, en aval de la bride 40 du flasque 28 et en amont de l'entrée 68 des moyens d'injection 42, de manière à ce qu'une partie de l'air passant dans la veine 90 puisse alimenter ces moyens 42.The radially inner end of the sheet 100 is fixed by welding at 112 to the injection means 42, downstream of the flange 40 of the flange 28 and upstream of the inlet 68 of the injection means 42, so as to that a part of the air passing through the vein 90 can feed these means 42.

Comme représenté dans la modélisation de la figure 3, l'air de cette veine 90 est canalisé par la tôle de convection 100 et la paroi interne 48 de la chambre, ce qui permet d'éviter les décollements et de limiter les turbulences et les pertes de charge.As shown in the modeling of the figure 3 the air of this vein 90 is channeled by the convection plate 100 and the inner wall 48 of the chamber, which makes it possible to avoid delamination and to limit turbulence and pressure drops.

La tôle 100 est montée dans la turbomachine de la manière suivante :
Après que le diffuseur 12 et les moyens d'injection 42 aient été montés sur le compresseur centrifuge 10 et avant l'assemblage de la chambre de combustion 14 sur le flasque 28 du diffuseur, la tôle 100 est amenée depuis l'aval autour du flasque 28 puis le rebord amont 108 de la tôle est emboîté dans la rainure 110 du diffuseur. L'extrémité radialement interne de la tôle 100 est soudée par points ou par un cordon de soudure sur les moyens d'injection 42. La chambre est ensuite déplacée vers l'amont et fixée par sa virole 54 sur les moyens d'injection 42.The sheet 100 is mounted in the turbomachine as follows:
After the diffuser 12 and the injection means 42 have been mounted on the centrifugal compressor 10 and before the assembly of the combustion chamber 14 on the flange 28 of the diffuser, the sheet 100 is fed from the downstream around the flange 28 and the upstream edge 108 of the sheet is fitted into the groove 110 of the diffuser. The radially inner end of the sheet 100 is spot welded or welded to the injection means 42. The chamber is then moved upstream and fixed by its shell 54 to the injection means 42.

En variante, l'extrémité amont de la tôle 100 peut être soudée sur le diffuseur 12. L'extrémité aval de la tôle 100 peut également comporter une bride annulaire de fixation sur les moyens d'injection 42, cette bride étant serrée axialement entre la bride 40 du flasque 28 du diffuseur et les moyens 42.Alternatively, the upstream end of the sheet 100 may be welded to the diffuser 12. The downstream end of the sheet 100 may also comprise an annular clamping flange on the injection means 42, this flange being clamped axially between the flange 40 of the flange 28 of the diffuser and the means 42.

La tôle 100 comprend préférentiellement des orifices traversants (représentés schématiquement en 114 en figure 1) pour équilibrer les pressions à l'intérieur et à l'extérieur de la tôle.The sheet 100 preferably comprises through holes (shown diagrammatically at 114 in figure 1 ) to balance the pressures inside and outside the sheet.

Claims (10)

  1. Turbine engine comprising a centrifugal compressor (10) supplying via a diffuser (12) a combustion chamber (14), and an internal casing with a substantially L-shaped section that is connected to the diffuser and that extends downstream to air injection means (42) for ventilating a turbine, characterised in that an annular convecting metal sheet (100) is arranged radially between the combustion chamber and the internal casing and extends axially from the diffuser to the injection means (42) along a radially internal wall (48) of the combustion chamber in order to delimit, with the internal wall of the chamber, an annular stream (90) for the flow of air without separation and with reduced pressure losses, intended to supply holes in the internal wall of the combustion chamber and the air injection means (42).
  2. Turbine engine according to claim 1, characterised in that the upstream end of the metal sheet (100) is attached, for example by welding, to the diffuser.
  3. Turbine engine according to claim 1, characterised in that the upstream end of the metal sheet (100) comprises a cylindrical rim (108) centered and supported by the diffuser.
  4. Turbine engine according to any one of the preceeding claims, characterised in that the downstream end of the metal sheet (100) is attached to the air injection means (42) by welding (112) or by bolting of an annular flange.
  5. Turbine engine according to any one of the preceeding claims, characterised in that the metal sheet comprises pressure-balancing orifices (114).
  6. Turbine engine according to any one of the preceeding claims, characterised in that the metal sheet comprises a frustoconical mid-portion (104) connected at its end of larger diameter to a substantially cylindrical portion (102) extending on the opposite side to the intermediate portion, and at its end of smaller diameter to a substantially radial portion (106) extending inward from the intermediate portion.
  7. Turbine engine according to claim 6, characterised in that the substantially cylindrical portion (102) of the metal sheet comprises a cylindrical rim (108) oriented away from the substantially radial portion (106) of the metal sheet.
  8. Turbine engine according to any one of the preceeding claims, characterised in that the combustion chamber (14) is inclined inward from upstream to downstream.
  9. Turbine engine according to any one of the preceeding claims, characterised in that the downstream end of the internal casing comprises an annular flange (40) for fixing on the air injection means (42), the radial internal end of the metal sheet (100) being fixed, for example by welding, on the air injection means (42), downstream to the flange (40) of the internal carter and upstream of an inlet of the air injection means (42).
  10. Turbine engine according to claim 9, caharacterised in that the radially internal wall (48) of the combustion chamber is connected, at its downstream end, to a frustoconical shroud (54) comprising at its radially internal end an annular internal flange (56) for fixing on the air injection means (42), so as to define between the flange (40) of the internal casing and the internal flange (56) connected to the radially internal wall (48) of the combustion chamber the inlet of the air injection means (42) .
EP07290753.8A 2006-07-19 2007-06-18 System for ventilating the wall of a combustion chamber in a turbomachine Active EP1881179B1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0606547A FR2904048B1 (en) 2006-07-19 2006-07-19 COMBUSTION CHAMBER WALL VENTILATION SYSTEM IN TURBOMACHINE

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP1881179A2 EP1881179A2 (en) 2008-01-23
EP1881179A3 EP1881179A3 (en) 2008-09-17
EP1881179B1 true EP1881179B1 (en) 2018-08-15

Family

ID=37771119

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07290753.8A Active EP1881179B1 (en) 2006-07-19 2007-06-18 System for ventilating the wall of a combustion chamber in a turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7827798B2 (en)
EP (1) EP1881179B1 (en)
FR (1) FR2904048B1 (en)
RU (1) RU2446296C2 (en)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2920032B1 (en) * 2007-08-13 2014-08-22 Snecma DIFFUSER OF A TURBOMACHINE
FR2927951B1 (en) * 2008-02-27 2011-08-19 Snecma DIFFUSER-RECTIFIER ASSEMBLY FOR A TURBOMACHINE
US8087249B2 (en) * 2008-12-23 2012-01-03 General Electric Company Turbine cooling air from a centrifugal compressor
US7712314B1 (en) 2009-01-21 2010-05-11 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Venturi cooling system
FR2941742B1 (en) * 2009-02-05 2011-08-19 Snecma DIFFUSER-RECTIFIER ASSEMBLY FOR A TURBOMACHINE
FR2952126B1 (en) * 2009-11-04 2011-12-23 Snecma DOUBLE FLOW TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT, COMPRISING STRUCTURAL MEANS FOR RIGIDIFYING THE CENTRAL CARTER
FR2970512B1 (en) * 2011-01-14 2013-01-04 Snecma ANNULAR ROOM FOR AIR GUIDANCE AROUND A COMBUSTION CHAMBER IN A TURBOMACHINE
US9134029B2 (en) 2013-09-12 2015-09-15 Siemens Energy, Inc. Radial midframe baffle for can-annular combustor arrangement having tangentially oriented combustor cans
US9528706B2 (en) 2013-12-13 2016-12-27 Siemens Energy, Inc. Swirling midframe flow for gas turbine engine having advanced transitions
CN104879324B (en) * 2015-05-21 2017-11-14 中国南方航空工业(集团)有限公司 Engine air cooling system
CN105114983B (en) * 2015-09-24 2017-12-12 北京动力机械研究所 A kind of ω types burner inner liner
DE102015219556A1 (en) 2015-10-08 2017-04-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Diffuser for radial compressor, centrifugal compressor and turbo machine with centrifugal compressor
US10830144B2 (en) 2016-09-08 2020-11-10 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine compressor impeller cooling air sinks
DE102016122735A1 (en) 2016-11-24 2018-05-24 Kt Projektentwicklungs-Gmbh Motor vehicle with a compressor arrangement
US11098730B2 (en) 2019-04-12 2021-08-24 Rolls-Royce Corporation Deswirler assembly for a centrifugal compressor
US11525393B2 (en) 2020-03-19 2022-12-13 Rolls-Royce Corporation Turbine engine with centrifugal compressor having impeller backplate offtake
US11286952B2 (en) 2020-07-14 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Diffusion system configured for use with centrifugal compressor
US11441516B2 (en) 2020-07-14 2022-09-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Centrifugal compressor assembly for a gas turbine engine with deswirler having sealing features
US11578654B2 (en) 2020-07-29 2023-02-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Centrifical compressor assembly for a gas turbine engine
DE102021125045A1 (en) 2021-09-28 2023-03-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Engine with centrifugal compressor, annular combustion chamber and a guide channel arrangement having different guide channel elements
US11773773B1 (en) 2022-07-26 2023-10-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine centrifugal compressor with impeller load and cooling control

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1152331A (en) * 1966-05-18 1969-05-14 Rolls Royce Improvements in Gas Turbine Blade Cooling
DE1941873A1 (en) * 1969-08-18 1971-03-11 Motoren Turbinen Union Gaturbin engine
SU556221A1 (en) * 1975-11-20 1977-04-30 Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе Turbomachine Disc Cooling Device
US4277222A (en) * 1979-01-11 1981-07-07 Teledyne Industries, Inc. Turbine engine compressor
US4429527A (en) * 1981-06-19 1984-02-07 Teets J Michael Turbine engine with combustor premix system
US4462204A (en) * 1982-07-23 1984-07-31 General Electric Company Gas turbine engine cooling airflow modulator
US4845941A (en) * 1986-11-07 1989-07-11 Paul Marius A Gas turbine engine operating process
US5555721A (en) * 1994-09-28 1996-09-17 General Electric Company Gas turbine engine cooling supply circuit
RU2130124C1 (en) * 1996-05-28 1999-05-10 Акционерное общество "Авиадвигатель" Multistage turbine rotor
DE19845375A1 (en) * 1998-10-02 2000-04-06 Asea Brown Boveri Indirect cooling process for flow in gap between turbine rotor and stator, involving use of water to cool stator part adjacent to gap
US6148617A (en) * 1998-07-06 2000-11-21 Williams International, Co. L.L.C. Natural gas fired combustion system for gas turbine engines
AU6522000A (en) * 1999-08-09 2001-03-05 Technion Research & Development Foundation Ltd. Novel design of adiabatic combustors
US7185497B2 (en) * 2004-05-04 2007-03-06 Honeywell International, Inc. Rich quick mix combustion system
US7568343B2 (en) * 2005-09-12 2009-08-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Small gas turbine engine with multiple burn zones

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *

Also Published As

Publication number Publication date
US20080019828A1 (en) 2008-01-24
FR2904048A1 (en) 2008-01-25
US7827798B2 (en) 2010-11-09
RU2446296C2 (en) 2012-03-27
RU2007127554A (en) 2009-01-27
EP1881179A2 (en) 2008-01-23
EP1881179A3 (en) 2008-09-17
FR2904048B1 (en) 2012-12-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1881179B1 (en) System for ventilating the wall of a combustion chamber in a turbomachine
EP2281108B1 (en) Bleed air apparatus for a compressor of a turbo machine
CA2594259C (en) Cooling system for a centrifugal compressor impeller
EP3833861B1 (en) Exhaust cone with flexible attachment
EP1882815B1 (en) Turbomachine comprising a system for cooling the downstream face of a centrifugal compressor impeller
EP1862644B1 (en) Air-flow guiding device for a turbomachine, and corresponding turbomachine and diffuser
EP2071142B1 (en) Watertight assembly of a hub cavity of a turbomachine exhaust casing
CA2594139C (en) Ventilation for a downstream cavity in a centrifugal compressor impeller
CA2594008C (en) Ventilation system for a downstream cavity in a centrifugal compressor impeller
EP1881180B1 (en) System for ventilating a wall of a combustion chamber
EP2245314B1 (en) Diffuser for turbine engine including indented annular webs
EP3039341B1 (en) Turbomachine combustion chamber comprising air deflection means for reducing wake created by igniter
EP1903283B1 (en) Annular combustion chamber of a turbomachine
FR2887924A1 (en) Guide for air flow between compressor and combustion chamber of aircraft turbine engine has independent rectifier supported by diffuser
FR3111667A1 (en) RECOVERED CYCLE AIRCRAFT TURBOMACHINE
WO2022096825A1 (en) Fastening of an exhaust cone to the exhaust casing of a turbomachine
FR3087829A1 (en) INTERMEDIATE HOUSING OF A TURBOMACHINE WITH AN AERODYNAMIC PARAMETER MEASURING DEVICE, TURBINE MODULE COMPRISING SUCH AN INTERMEDIATE HOUSING AND A TURBOMACHINE EQUIPPED WITH SUCH A MODULE
FR2970512A1 (en) Turbomachine e.g. turbojet, for use in aircraft, has air guide including downstream end located at right side of dilution openings of inner wall of annular combustion chamber and at axial distance from air injecting unit
WO2024189295A1 (en) Intermediate casing for a turbine engine
FR3138830A1 (en) AIRCRAFT TURBOMACHINE WITH RECOVERED CYCLE

Legal Events

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

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK YU

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

17P Request for examination filed

Effective date: 20081104

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE FR GB IT

17Q First examination report despatched

Effective date: 20160901

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20180307

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB IT

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602007055728

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602007055728

Country of ref document: DE

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

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

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20190516

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20240521

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20240521

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20240522

Year of fee payment: 18

Ref country code: FR

Payment date: 20240522

Year of fee payment: 18