EP3267111B1 - Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement amelioré au niveau des trous primaires et/ou de dilution - Google Patents

Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement amelioré au niveau des trous primaires et/ou de dilution Download PDF

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EP3267111B1
EP3267111B1 EP17175880.8A EP17175880A EP3267111B1 EP 3267111 B1 EP3267111 B1 EP 3267111B1 EP 17175880 A EP17175880 A EP 17175880A EP 3267111 B1 EP3267111 B1 EP 3267111B1
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EP
European Patent Office
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orifices
annular wall
cooling
rows
air
Prior art date
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EP17175880.8A
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English (en)
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EP3267111A2 (fr
EP3267111A3 (fr
Inventor
Matthieu François RULLAUD
Bernard Joseph Jean-Pierre Carrere
Hubert Pascal Verdier
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
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Safran Helicopter Engines SAS
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Publication date
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Publication of EP3267111A3 publication Critical patent/EP3267111A3/fr
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    • 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
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • 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
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    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachine combustion chambers. It relates more particularly to an annular wall for a direct or reverse-flow combustion chamber cooled by a so-called “multiperforation” process.
  • a turbomachine annular combustion chamber is formed of an inner annular wall (also called inner shroud) and an outer annular wall (also called outer shroud) which are connected upstream by a transverse wall forming the bottom of the chamber.
  • the inner and outer shrouds are each provided with a plurality of various holes and orifices allowing air circulating around the combustion chamber to penetrate inside the latter.
  • the inner and outer shrouds are subjected to the high temperatures of the gases resulting from the combustion of the air/fuel mixture.
  • multiperforation orifices are also drilled through these shrouds over their entire surface. These multi-perforation orifices, generally inclined at 60°, allow the air circulating outside the chamber to penetrate inside the latter by forming films of cooling air along the shrouds.
  • the object of the present invention is therefore to overcome such drawbacks by proposing an annular combustion chamber wall which ensures adequate cooling of the zones located directly downstream of the primary and dilution holes.
  • said two rows of orifices are then either two rows of additional orifices arranged immediately upstream of a row of cooling orifices, or two rows of cooling orifices arranged immediately downstream of a row of additional orifices, or else a row of additional orifices and an adjacent row of cooling orifices.
  • said geometric axes of each of said orifices are inclined respectively by 22.5°, 45° and 67.5°, with respect to a plane perpendicular to said axial direction D.
  • the direction of inclination of said additional orifices is constrained by the direction of flow of the air/fuel mixture downstream of said combustion chamber.
  • the present invention also relates to a combustion chamber and a turbomachine (having a combustion chamber) comprising an annular wall as defined above.
  • the figure 1 illustrates in its environment a combustion chamber 10 for a turbomachine.
  • a turbomachine includes in particular a compression section (not shown) in which air is compressed before being injected into a chamber casing 12, then into the combustion chamber 10 mounted inside the latter. Compressed air is introduced into the combustion chamber and mixed with fuel before being burned there. The gases resulting from this combustion are then directed towards a high-pressure turbine 14 arranged at the outlet of the combustion chamber.
  • the combustion chamber is of the annular type. It is formed of an internal annular wall 16 and an external annular wall 18 which are joined upstream by a transverse wall 20 forming the bottom of the chamber. It can be direct as shown or reverse flow where a return elbow which can also be cooled by multi-boring is placed between the combustion chamber and the turbine nozzle.
  • the inner 16 and outer 18 annular walls extend along a longitudinal axis slightly inclined with respect to the longitudinal axis 22 of the turbomachine.
  • the chamber bottom 20 is provided with a plurality of openings 20A in which fuel injectors 24 are mounted.
  • the chamber casing 12 which is formed of an inner casing 12a and an outer casing 12b, forms with the combustion chamber 10 annular spaces 26 into which is admitted compressed air intended for combustion, dilution and cooling of the chamber.
  • the internal 16 and external 18 annular walls each have a cold side 16a, 18a arranged on the side of the annular space 26 in which the compressed air circulates and a hot side 16b, 18b facing the interior of the combustion chamber ( picture 3 ).
  • the combustion chamber 10 is divided into a so-called “primary” zone (or combustion zone) and a so-called “secondary” zone (or dilution zone) located downstream from the previous one (downstream is understood in relation to a general axial flow direction of the gases resulting from the combustion of the air/fuel mixture inside the combustion chamber and materialized by the arrow D).
  • the air that supplies the primary zone of the combustion chamber is introduced through a circumferential row of primary holes 28 made in the internal 16 and external 18 annular walls of the chamber over the entire circumference of these annular walls. These primary holes have a downstream edge aligned on the same line 28A.
  • the air supplying the secondary zone of the chamber it passes through a plurality of dilution holes 30 also formed in the internal 16 and external 18 annular walls over the entire circumference of these annular walls.
  • These dilution holes 30 are aligned along a circumferential row which is offset axially downstream with respect to the rows of primary holes 28 and they can have different diameters with in particular an alternation of large and small holes. In the configuration shown in picture 2 , these dilution holes of different diameters however then have a downstream edge aligned on the same line 30A.
  • a plurality of cooling holes 32 are provided (illustrated in the figures 2 and 3 ).
  • These orifices 32 which provide cooling of the walls 16, 18 by multiperforation, are distributed according to a plurality of rows circumferential spaced axially from each other. These rows of multi-perforation orifices cover the entire surface of the annular walls of the chamber with the exception of particular zones which are the subject of the invention and which are precisely delimited and included between the line 28A, 30A forming an upstream transition axis and a transition axis downstream offset axially downstream with respect to this upstream axis and either substantially in front of the dilution holes (for the downstream axis 28B) or substantially in front of the exit plane of the chamber (for the downstream axis 30B).
  • the number and the diameter d1 of the cooling orifices 32 are identical in each of the rows.
  • the pitch p1 between two orifices of the same row is constant and may or may not be identical for all the rows.
  • the adjacent rows of cooling orifices are arranged so that the orifices 32 are staggered as shown in the picture 2 .
  • the cooling orifices 32 generally have an angle of inclination ⁇ 1 with respect to a normal N to the annular wall 16, 18 through which they are pierced.
  • This inclination ⁇ 1 allows the air passing through these orifices to form a film of air along the hot side 16b, 18b of the annular wall.
  • the inclination ⁇ 1 of the cooling orifices 32 is directed so that the film of air thus formed flows in the direction of flow of the combustion gases inside the chamber (schematized by the arrow D ).
  • the diameter d1 of the cooling orifices 32 can be between 0.3 and 1 mm, the pitch d1 comprised between 1 and 10 mm and their inclination ⁇ 1 comprised between +30° and +70°, typically +60°.
  • the primary holes 28 and the dilution holes 30 have a diameter of the order of 4 to 20 mm.
  • each annular wall 16, 18 of the combustion chamber comprises, arranged directly downstream of primary 28 and dilution 30 holes and distributed in several circumferential rows, typically at least 5 rows, from the axis of upstream transition 28A, 30A and up to the downstream transition axis 28B, 30B, a plurality of additional cooling orifices 34.
  • the film of air delivered by these additional orifices flows in a perpendicular direction due to their arrangement in a plane perpendicular to this axial direction D of flow of the combustion gases.
  • This multi-perforation made perpendicular to the axis of the turbomachine (in the rest of the description, we will speak of gyratory multi-perforation as opposed to the axial multi-perforation of the cooling orifices) makes it possible to bring the additional orifices closer to the primary or dilution holes and therefore to improve the efficiency of the air/fuel mixture.
  • the additional orifices 34 of the same row have the same diameter d2, preferably identical to the diameter d1 of the cooling orifices 32, are spaced apart by a constant pitch p2 which may or may not be identical to the pitch p1 between the cooling orifices 32 and have an inclination ⁇ 2, preferably identical to the inclination ⁇ 1 of the cooling orifices 32 but arranged in a perpendicular plane.
  • these characteristics of the additional orifices 34 can, while remaining within the ranges of values defined above, be substantially different from those of the cooling orifices 32, that is to say that the inclination ⁇ 2 of the additional orifices of a same row with respect to a normal N to the annular wall 16, 18 may be different from that ⁇ 1 of the cooling orifices, and the diameter d2 of the additional orifices of the same row may be different from that d1 of the cooling orifices 32.
  • the additional orifices 34 behind the row of primary holes 28 can also advantageously have characteristics in terms of inclination, diameter or pitch different from those arranged behind the row of dilution holes 30 and, more particularly, within the same zone a difference in the diameter d2 and the pitch p2 can also be made to densify this cooling in the most thermally stressed parts, that is to say those just downstream of the holes primary and large dilution orifices, when the latter are formed by alternating large and small orifices as illustrated in picture 2 .
  • the introduction of the gyratory multiperforation makes it possible, by limiting the rise in the thermal gradient, to avoid the formation of cracks downstream of the primary holes 28.
  • the multiperforation upstream of the dilution 30 from the downstream transition axis 28B remaining of the axial type it is necessary to provide a transition zone made in two rows in which the additional cooling holes 34 are each arranged in an inclined plane, one of 30° and the other 60° with respect to the axial direction D, the other parameters, namely the diameter d2, the pitch p2 and the inclination ⁇ 2 of these additional holes in these inclined planes remaining unchanged.
  • the introduction of the axial multiperforation makes it possible to fill the local level of gyration in order not to lose the TuHP efficiency of the combustion chamber.
  • the average temperature profile at the chamber outlet is improved due to the more effective mixing thus obtained.
  • This transition zone is made on two rows of additional cooling holes each arranged in an inclined plane, one of 30° and the other of 60° with respect to the axial direction D, the other parameters, namely the diameter d2 , the pitch p2 and the inclination ⁇ 2 of the additional holes in these inclined planes remaining unchanged.
  • this zone from axis 30B may not exist or be integrated into the return elbow.
  • transition zone has been described at the level of the gyratory multi-perforation, nothing however prohibits carrying it out at the level of the axial multi-perforation or even straddling a row of axial multi-perforation inclined at 30° and a row of gyratory multi-perforation inclined at 60°.
  • this transition zone can comprise three rows, the inclination of the orifices will then be 22.5°, 45° and 67.5° respectively.
  • the flow in the primary zone is not modified, the gyration not impacting the orientation of the dilution jets and by being freed from the thermal barrier allows a saving in mass and therefore in cost.
  • the direction of the drilling of the gyratory multiperforation is fixed by the orientation of the blades of the High Pressure distributor ( DBH) downstream of the combustion chamber.

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Description

    Arrière-plan de l'invention
  • La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion de turbomachine. Elle vise plus particulièrement une paroi annulaire pour chambre de combustion directe ou à flux inversé refroidie par un procédé dit de «multiperforation».
  • Typiquement, une chambre de combustion annulaire de turbomachine est formée d'une paroi annulaire interne (dite aussi virole interne) et d'une paroi annulaire externe (dite aussi virole externe) qui sont reliées en amont par une paroi transversale formant fond de chambre.
  • Les viroles interne et externe sont chacune pourvues d'une pluralité de trous et d'orifices divers permettant à de l'air circulant autour de la chambre de combustion de pénétrer à l'intérieur de celle-ci.
  • Ainsi, des trous dits « primaires » et « de dilution » sont formés dans ces viroles pour acheminer de l'air à l'intérieur de la chambre de combustion. L'air empruntant les trous primaires contribue à créer un mélange air/carburant qui est brûlé dans la chambre, tandis que l'air provenant des trous de dilution est destiné à favoriser la dilution de ce même mélange air/carburant.
  • Les viroles interne et externe sont soumises aux températures élevées des gaz provenant de la combustion du mélange air/carburant.
  • Afin d'assurer leur refroidissement, des orifices supplémentaires dits de multiperforation sont également percés au travers de ces viroles sur toute leur surface. Ces orifices de multiperforation, inclinés en général à 60°, permettent à l'air circulant à l'extérieur de la chambre de pénétrer à l'intérieur de celle-ci en formant le long des viroles des films d'air de refroidissement.
  • Toutefois, en pratique, il a été constaté que la zone des viroles interne et externe qui est située directement en aval de chacun des trous primaires ou de dilution, du fait notamment de l'absence d'orifices résultant de la technologie de perçage laser utilisée, bénéficie d'un faible niveau de refroidissement avec le risque de formation de criques que cela implique.
  • Afin de résoudre ce problème, le document US 6,145,319 propose de pratiquer des trous de transition dans la zone des parois située directement en aval de chacun des trous primaires et de dilution, ces trous de transition ayant une inclinaison plus importante que celle des orifices de multiperforation. Toutefois, étant donné qu'il s'agit d'un traitement localisé, cette solution s'avère malheureusement particulièrement onéreuse et elle augmente notablement la durée de fabrication des parois.
  • Le document US 2007/0169484 A1 montre une paroi de chambre de combustion de turbomachine selon le préambule des revendications 1 et 3 respectivement.
    • Objet et résumé de l'invention
  • La présente invention a donc pour but de pallier de tels inconvénients en proposant une paroi annulaire de chambre de combustion qui assure un refroidissement adéquat des zones situées directement en aval des trous primaires et de dilution.
  • A cet effet, il est prévu une paroi annulaire de chambre de combustion de turbomachine, comportant un côté froid et un côté chaud peut aussi comporter :
    • une pluralité de trous primaires ou de trous de dilution répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud afin respectivement de créer un mélange air/carburant ou d'assurer la dilution du mélange air/carburant ; et
    • une pluralité d'orifices de refroidissement pour permettre à l'air circulant du côté froid de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi annulaire, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison θ1 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire ;
    • une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement disposés directement en aval desdits trous primaires ou de dilution et répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres,
    les axes géométriques de chacun desdits orifices additionnels de refroidissement étant disposés dans un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D et inclinés d'un angle d'inclinaison θ2 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre, au niveau d'une zone de transition formée directement en aval de ladite pluralité de rangées d'orifices additionnels et directement en amont de ladite pluralité de rangées d'orifices de refroidissement, exactement deux rangées d'orifices dont les axes géométriques de chacun desdits orifices sont inclinés respectivement de 30° et 60°, par rapport à un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D.
  • La présence des orifices additionnels de refroidissement disposés de façon inclinée dans un plan perpendiculaire au sens d'écoulement des gaz de combustion, directement en aval et au plus près des trous primaires et de dilution, permet d'assurer un refroidissement efficace par rapport à la multiperforation axiale classique où le film d'air est stoppé par la présence de ces trous et cela sans modifier l'écoulement dans la zone primaire. La zone de transition multiperforation giratoire-axiale permet en lissant les écoulements de réduire le gradient thermique à l'origine d'amorçage de criques. Le profil de température moyen en sortie de chambre est amélioré du fait du mélange plus efficace ainsi obtenu.
  • Lorsqu'elle comporte deux rangées d'orifices, lesdites deux rangées d'orifices sont alors soit deux rangées d'orifices additionnels disposées immédiatement en amont d'une rangée d'orifices de refroidissement, soit deux rangées d'orifices de refroidissement disposées immédiatement en aval d'une rangée d'orifices additionnels, ou encore une rangée d'orifices additionnels et une rangée d'orifices de refroidissement adjacente.
  • Lorsqu'elle comporte trois rangées d'orifices, lesdits axes géométriques de chacun desdits orifices sont inclinés respectivement de 22.5°, 45° et 67.5°, par rapport à un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D.
  • Avantageusement, le sens d'inclinaison desdits orifices additionnels est contraint par le sens d'écoulement du mélange air/carburant en aval de ladite chambre de combustion.
  • La présente invention a également pour objet une chambre de combustion et une turbomachine (ayant une chambre de combustion) comportant une paroi annulaire telle que définie précédemment.
    • Brève description des dessins
  • D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures :
    • la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine dans son environnement ;
    • la figure 2 est une vue partielle et en développé de l'une des parois annulaires de la chambre de combustion de la figure 1 selon un mode de réalisation de l'invention ; et
    • la figure 3 est une vue partielle et en perspective d'une partie de la paroi annulaire de la figure 2.
    Description détaillée de l'invention
  • La figure 1 illustre dans son environnement une chambre de combustion 10 pour turbomachine. Une telle turbomachine comporte notamment une section de compression (non représentée) dans laquelle de l'air est comprimé avant d'être injecté dans un carter de chambre 12, puis dans la chambre de combustion 10 montée à l'intérieur de celui-ci. L'air comprimé est introduit dans la chambre de combustion et mélangé à du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute-pression 14 disposée en sortie de la chambre de combustion.
  • La chambre de combustion est de type annulaire. Elle est formée d'une paroi annulaire interne 16 et d'une paroi annulaire externe 18 qui sont réunies en amont par une paroi transversale 20 formant le fond de chambre. Elle peut être directe comme illustrée ou à flux inversé où un coude de retour pouvant également être refroidi par multiperçage est placé entre la chambre de combustion et le distributeur de turbine.
  • Les parois annulaires interne 16 et externe 18 s'étendent selon un axe longitudinal légèrement incliné par rapport à l'axe longitudinal 22 de la turbomachine. Le fond de chambre 20 est pourvu d'une pluralité d'ouvertures 20A dans lesquelles sont montés des injecteurs de carburant 24.
  • Le carter de chambre 12, qui est formé d'une enveloppe interne 12a et d'une enveloppe externe 12b, ménage avec la chambre de combustion 10 des espaces annulaires 26 dans lequel est admis de l'air comprimé destiné à la combustion, à la dilution et au refroidissement de la chambre.
  • Les parois annulaires interne 16 et externe 18 présentent chacune un côté froid 16a, 18a disposé du côté de l'espace annulaire 26 dans lequel circule l'air comprimé et un côté chaud 16b, 18b tourné vers l'intérieur de la chambre de combustion (figure 3).
  • La chambre de combustion 10 se divise en une zone dite « primaire » (ou zone de combustion) et une zone dite « secondaire » (ou zone de dilution) située en aval de la précédente (l'aval s'entend par rapport à une direction générale axiale d'écoulement des gaz issus de la combustion du mélange air/carburant à l'intérieur de la chambre de combustion et matérialisée par la flèche D).
  • L'air qui alimente la zone primaire de la chambre de combustion est introduit par une rangée circonférentielle de trous primaires 28 pratiqués dans les parois annulaires interne 16 et externe 18 de la chambre sur toute la circonférence de ces parois annulaires. Ces trous primaires comportent un bord aval aligné sur une même ligne 28A. Quant à l'air alimentant la zone secondaire de la chambre, il emprunte une pluralité de trous de dilution 30 également formés dans les parois annulaires interne 16 et externe 18 sur toute la circonférence de ces parois annulaires. Ces trous de dilution 30 sont alignés selon une rangée circonférentielle qui est décalée axialement vers l'aval par rapport aux rangées des trous primaires 28 et ils peuvent avoir des diamètres différents avec notamment une alternance de gros et petits trous. Dans la configuration illustrée à la figure 2, ces trous de dilution de diamètres différents présentent toutefois alors un bord aval aligné sur une même ligne 30A.
  • Afin de refroidir les parois annulaires interne 16 et externe 18 de la chambre de combustion qui sont soumises aux températures élevées des gaz de combustion, il est prévu une pluralité d'orifices de refroidissement 32 (illustrés sur les figures 2 et 3).
  • Ces orifices 32, qui assurent un refroidissement des parois 16, 18 par multiperforation, sont répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres. Ces rangées d'orifices de multiperforation couvrent toute la surface des parois annulaires de la chambre à l'exception de zones particulières objets de l'invention précisément délimitées et comprises entre la ligne 28A, 30A formant un axe de transition amont et un axe de transition aval décalé axialement vers l'aval par rapport à cet axe amont et soit sensiblement en avant des trous de dilution (pour l'axe aval 28B) soit sensiblement en avant du plan de sortie de la chambre (pour l'axe aval 30B).
  • Le nombre et le diamètre d1 des orifices de refroidissement 32 sont identiques dans chacune des rangées. Le pas p1 entre deux orifices d'une même rangée est constant et peut être identique ou non pour toutes les rangées. Par ailleurs, les rangées adjacentes d'orifices de refroidissement sont arrangées de façon à ce que les orifices 32 soient disposés en quinconce comme représenté sur la figure 2.
  • Comme illustré sur la figure 3, les orifices de refroidissement 32 présentent généralement un angle d'inclinaison θ1 par rapport à une normale N à la paroi annulaire 16, 18 au travers de laquelle ils sont percés. Cette inclinaison θ1 permet à l'air empruntant ces orifices de former un film d'air le long du côté chaud 16b, 18b de la paroi annulaire. Par rapport à des orifices non inclinés, elle permet d'augmenter la surface de la paroi annulaire qui est refroidie. En outre, l'inclinaison θ1 des orifices de refroidissement 32 est dirigée de sorte que le film d'air ainsi formé s'écoule dans le sens d'écoulement des gaz de combustion à l'intérieur de la chambre (schématisé par la flèche D).
  • A titre d'exemple, pour une paroi annulaire 16, 18 réalisée en matériau métallique ou céramique et ayant une épaisseur comprise entre 0,6 et 3,5mm, le diamètre d1 des orifices de refroidissement 32 peut être compris entre 0,3 et 1 mm, le pas d1 compris entre 1 et 10 mm et leur inclinaison θ1 comprise entre +30° et +70°, typiquement +60°. A titre de comparaison, pour une paroi annulaire ayant les mêmes caractéristiques, les trous primaires 28 et les trous de dilution 30 possèdent un diamètre de l'ordre de 4 à 20 mm.
  • Selon l'invention, chaque paroi annulaire 16, 18 de la chambre de combustion comporte, disposés directement en aval des trous primaires 28 et de dilution 30 et répartis selon plusieurs rangées circonférentielles, typiquement au moins 5 rangées, depuis l'axe de transition amont 28A, 30A et jusqu'à l'axe de transition aval 28B, 30B, une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement 34. Toutefois, au contraire des orifices de refroidissement précédents qui délivrent un film d'air s'écoulant dans la direction axiale D, le film d'air délivré par ces orifices additionnels s'écoule dans une direction perpendiculaire du fait de leur disposition dans un plan perpendiculaire à cette direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion. Cette multiperforation réalisée perpendiculairement à l'axe de la turbomachine (dans la suite de la description, on parlera de multiperforation giratoire par opposition à la multiperforation axiale des orifices de refroidissement) permet de rapprocher les orifices additionnels des trous primaires ou de dilution et donc d'améliorer l'efficacité du mélange air/carburant.
  • Les orifices additionnels 34 d'une même rangée présentent un même diamètre d2, de préférence identique au diamètre d1 des orifices de refroidissement 32, sont espacés d'un pas p2 constant qui peut être identique ou non au pas p1 entre les orifices de refroidissement 32 et présentent une inclinaison θ2, de préférence identique à l'inclinaison θ1 des orifices de refroidissement 32 mais disposée dans un plan perpendiculaire. Toutefois, ces caractéristiques des orifices additionnels 34 peuvent, tout en restant dans les plages de valeurs définies précédemment, être sensiblement différentes de celles des orifices de refroidissement 32, c'est-à-dire que l'inclinaison θ2 des orifices additionnels d'une même rangée par rapport à une normale N à la paroi annulaire 16, 18 peut être différente de celle θ1 des orifices de refroidissement, et le diamètre d2 des orifices additionnels d'une même rangée peut être différent de celui d1 des orifices de refroidissement 32.
  • Toutefois, selon le besoin de refroidissement souhaité, les orifices additionnels 34 derrière la rangée des trous primaires 28 peuvent en outre présenter avantageusement des caractéristiques en matière d'inclinaison, de diamètre ou de pas différentes de ceux disposés derrière la rangée des trous de dilution 30 et, plus particulièrement, au sein d'une même zone une différence du diamètre d2 et du pas p2 peut aussi être réalisée pour densifier ce refroidissement dans les parties les plus contraintes thermiquement, c'est-à-dire celles justes en aval des trous primaires et des gros orifices de dilution, lorsque ces derniers sont formés d'une alternance de gros et de petits orifices comme illustré à la figure 2.
  • Entre la rangée des trous primaires et celle des trous de dilution, l'introduction de la multiperforation giratoire permet en limitant l'élévation du gradient thermique d'éviter la formation de criques en aval des trous primaires 28. La multiperforation en amont des trous de dilution 30 depuis l'axe de transition aval 28B restant de type axial, il est nécessaire de prévoir une zone de transition réalisée sur deux rangées dans laquelle les trous additionnels de refroidissement 34 sont chacun disposés dans un plan incliné l'un de 30° et l'autre de 60° par rapport à la direction axiale D, les autres paramètres, à savoir le diamètre d2, le pas p2 et l'inclinaison θ2 de ces trous additionnels dans ces plans inclinés restant inchangés.
  • De même, en sortie de chambre, plus précisément à partir de l'axe de transition aval 30B (figure 2), l'introduction de la multiperforation axiale permet de combler le niveau local de giration afin de ne pas perdre le rendement TuHP de la chambre de combustion. De préférence, il est aussi conseillé de prévoir une zone de transition multiperforation giratoire-axiale permettant en lissant les écoulements de réduire le gradient thermique à l'origine d'amorçage de criques. Le profil de température moyen en sortie de chambre est amélioré du fait du mélange plus efficace ainsi obtenu. Cette zone de transition est réalisée sur deux rangées de trous additionnels de refroidissement chacun disposés dans un plan incliné l'un de 30° et l'autre de 60° par rapport à la direction axiale D, les autres paramètres, à savoir le diamètre d2, le pas p2 et l'inclinaison θ2 des trous additionnels dans ces plans inclinés restant inchangés. Dans le cas d'une chambre de combustion à flux inversé, cette zone à partir de l'axe 30B peut ne pas exister ou être intégrée au coude de retour.
  • On notera que si la zone de transition a été décrite au niveau de la multiperforation giratoire, rien n'interdit toutefois de la réaliser au niveau de la multiperforation axiale ou encore à cheval avec une rangée de multiperforation axiale inclinée à 30° et une rangée de multiperforation giratoire inclinée à 60°. De même, cette zone de transition peut comporter trois rangées, l'inclinaison des orifices sera alors respectivement de 22,5°, 45° et 67,5°.
  • Avec l'invention, l'écoulement dans la zone primaire n'est pas modifié, la giration n'impactant pas l'orientation des jets de dilution et en s'affranchissement de la barrière thermique permet un gain de masse et donc de coût. On notera également que pour respecter le sens des écoulements dans le DHP et éviter les décollements aérodynamiques et ainsi conserver le rendement de la turbine haute pression, le sens du perçage de la multiperforation giratoire est figé par l'orientation des aubages du distributeur Haute Pression (DHP) en aval de la chambre de combustion.

Claims (6)

  1. Paroi annulaire (16, 18) de chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant un côté froid (16a, 18a) et un côté chaud (16b, 18b), ladite paroi annulaire comportant :
    . une pluralité de trous primaires (28) ou de trous de dilution (30) répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin respectivement de créer un mélange air/carburant ou d'assurer la dilution du mélange air/carburant ; et
    . une pluralité d'orifices de refroidissement (32) pour permettre à l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi annulaire, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison θ1 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire ;
    . une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement (34) disposés directement en aval desdits trous primaires ou de dilution et répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres,
    les axes géométriques de chacun desdits orifices additionnels de refroidissement étant disposés dans un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D et inclinés d'un angle d'inclinaison θ2 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire,
    caractérisée en ce qu'elle comporte en outre, au niveau d'une zone de transition (28B, 30B) formée directement en aval de ladite pluralité de rangées d'orifices additionnels (34) et directement en amont de ladite pluralité de rangées d'orifices de refroidissement (32), exactement deux rangées d'orifices dont les axes géométriques de chacun desdits orifices sont inclinés respectivement de 30° et 60°, par rapport à un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D.
  2. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdites deux rangées d'orifices sont deux rangées d'orifices additionnels disposées immédiatement en amont d'une rangée d'orifices de refroidissement, deux rangées d'orifices de refroidissement disposées immédiatement en aval d'une rangée d'orifices additionnels, ou encore une rangée d'orifices additionnels et une rangée d'orifices de refroidissement adjacente.
  3. Paroi annulaire (16, 18) de chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant un côté froid (16a, 18a) et un côté chaud (16b, 18b), ladite paroi annulaire comportant :
    . une pluralité de trous primaires (28) ou de trous de dilution (30) répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin respectivement de créer un mélange air/carburant ou d'assurer la dilution du mélange air/carburant ; et
    . une pluralité d'orifices de refroidissement (32) pour permettre à l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi annulaire, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison θ1 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire ;
    . une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement (34) disposés directement en aval desdits trous primaires ou de dilution et répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres,
    les axes géométriques de chacun desdits orifices additionnels de refroidissement étant disposés dans un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D et inclinés d'un angle d'inclinaison θ2 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire,
    caractérisée en ce qu'elle comporte en outre, au niveau d'une zone de transition (28B, 30B) formée directement en aval de ladite pluralité de rangées d'orifices additionnels (34) et directement en amont de ladite pluralité de rangées d'orifices de refroidissement (32), exactement trois rangées d'orifices dont les axes géométriques de chacun desdits orifices sont inclinés respectivement de 22,5°, 45° et 67,5°, par rapport à un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D.
  4. Paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le sens d'inclinaison desdits orifices additionnels est contraint par le sens d'écoulement du mélange air/carburant en aval de ladite chambre de combustion.
  5. Chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant au moins une paroi annulaire (16, 18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.
  6. Turbomachine comportant une chambre de combustion (10) ayant au moins une paroi annulaire (16, 18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.
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