EP3289288B1 - Chambre de combustion coudée d'une turbomachine - Google Patents

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EP3289288B1
EP3289288B1 EP16721468.3A EP16721468A EP3289288B1 EP 3289288 B1 EP3289288 B1 EP 3289288B1 EP 16721468 A EP16721468 A EP 16721468A EP 3289288 B1 EP3289288 B1 EP 3289288B1
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EP
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flame tube
injector
tube
chamber
combustion chamber
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Guillaume Aurélien GODEL
Romain Nicolas Lunel
Thomas Olivier Marie NOËL
Matthieu François RULLAUD
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Safran Aircraft Engines SAS
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Safran Aircraft Engines SAS
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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
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances

Definitions

  • the invention relates to the field of combustion chambers for turbomachinery and more particularly the structure and attachment of a flame tube in a combustion chamber of a turbomachine.
  • a turbomachine downstream of a high pressure compressor (not shown), a turbomachine comprises a combustion chamber delimited by housings of internal revolution la and external 1b which are concentric.
  • the combustion chamber comprises a flame tube 2 disposed in the space defined by the internal casings la and external 1b.
  • the flame tube 2 is delimited by internal walls 2a and external 2b called internal and external ferrules and a chamber bottom plate 3 which serves as a support for injectors 4.
  • the combustion chamber also includes a fairing 5 disposed in front of the chamber bottom to partially cover the injectors 4 and protect them from possible shocks (which can be caused by the ingestion of a bird or a block of ice in engines).
  • the combustion chamber includes a diffuser 6 of air opening onto the injector 4.
  • the bottom plate 3, the internal 2a and external 2b walls of the flame tube 2 and the fairing 5 are assembled by bolts (not shown).
  • the combustion chamber of the figure 1 is said to be direct axial annular in that it extends in the preferred direction of the motor axis without turning the cylindrical ferrules of the flame tube.
  • This architecture is the benchmark for modern turbomachinery, especially on high powers. In the field of small powers, it coexists with the architecture of the return chamber which is very axially compact. However, its main drawback is a large surface area to volume ratio which makes it difficult to cool the walls of the flame tube and handicaps their lifetimes.
  • US 2010/0083664 A1 shows a gas turbine with a bent combustion chamber between a radially oriented upstream part and an axially oriented downstream part.
  • the upstream part comprises at the bottom of the chamber with mixers connected to the casing.
  • the invention proposes to overcome at least one of these drawbacks.
  • the invention proposes, according to a first aspect, a combustion chamber of a turbomachine according to claim 1.
  • the injector has a main direction coaxial with a longitudinal axis Y along which the first portion extends.
  • the internal and external annular walls of the flame tube can be connected to the external casing via the injector body.
  • the chamber may include primary holes drilled in the inner and outer annular walls at the first portion and dilution holes drilled in the inner and outer annular walls at a bend in the flame tube.
  • the invention relates to a turbomachine comprising a combustion chamber according to the first aspect of the invention.
  • the figures 2 and 3 illustrate views of a combustion chamber according to one embodiment.
  • the combustion chamber comprises an external casing 10a to which a flame tube 20 is connected.
  • the flame tube 20 includes an internal annular wall 20a and an external annular wall 20b.
  • the internal and external annular walls firstly define a first radial portion 201 around a radial axis Y of the combustion chamber and which extends radially with respect to a longitudinal axis XX of rotation of the turbomachine.
  • the internal and external annular walls define a second axial portion 202 around a longitudinal axis X perpendicular to the radial axis Y and parallel to the longitudinal axis XX of rotation of the turbomachine.
  • the first portion 201 extends towards the second portion 202 by forming a bend between the inlet and the outlet of the flame tube.
  • Such an elbow allows an efficient aerodynamic connection with a high pressure stage downstream of the gas flow (dotted arrow on the figure 2 ).
  • this bent shape makes it possible to reduce the axial size of the flame tube 20.
  • the combustion chamber also includes a chamber bottom 30 which has the form of a plate located at the inlet of the flame tube 20.
  • an injector 40 by which the flame tube 20 is connected to the external casing 10a of the turbomachine.
  • combustion chamber may optionally include a heat shield 50 in the form of a plate attached to the chamber bottom 30 located in the tube 20.
  • This heat shield 50 is located at the inlet of the flame tube 20 and protects the injector 40 from high temperatures above 2200 K which may prevail in the flame tube 20.
  • Primary holes 202a, 202b are drilled in the internal and external annular walls at the level of the first portion 201 at the inlet of the flame tube.
  • dilution holes 203a, 203b are drilled in the inner and outer annular walls at the bent portion of the flame tube 20 (see figure 3 ).
  • the number of holes, their respective diameters and positions may vary depending on the intended application.
  • the injector 40 comprises an injector body 40a surrounding an injection pipe 40b through which the fuel as such is brought into the flame tube 20.
  • the injector body 40a is fixed to the external casing 10a by the intermediate of bolts 70 and fixing plates 80 (see figure 3 ).
  • the internal and external annular walls are fixed to the external casing 10a by means of the injector body 40a, thus making it possible to simplify the connection between bowl and chamber bottom and thus avoid the use of a backlash system.
  • a connecting disc 40c surmounted by a cylinder 40d into which the body 40a of the injector is inserted is connected to the chamber bottom 30 in which a recess 30a the size of the connecting disc has been made.
  • the injector body 40a is in connection with the injection pipe 40b and the injector body 40a 40 is inserted into the cylinder 40d surmounting the connecting disc 40c so that the injector body 40a (and therefore the injection pipe 40b) is movable relative to the cylinder 40d. This allows compensation for the movements to which the flame tube 20 is subjected. There is therefore no need for complex compensation systems.
  • the body 40a of the injector comprises an air inlet 40e through which air from a diffuser 60 is introduced. This air cools the injector 40.
  • the air inlet 40e has the shape of an oval recess formed in the injector body 40a.

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  • Pressure-Spray And Ultrasonic-Wave- Spray Burners (AREA)

Description

    DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
  • L'invention concerne le domaine des chambres de combustion pour des turbomachines et plus particulièrement la structure et la fixation d'un tube à flamme dans une chambre de combustion d'une turbomachine.
    • ETAT DE LA TECHNIQUE
  • De manière connue et en relation avec la figure 1 , en aval d'un compresseur à haute pression (non représenté), une turbomachine comprend une chambre de combustion délimitée par des carters de révolution interne la et externe 1b qui sont concentriques.
  • La chambre à combustion comprend un tube à flamme 2 disposé dans l'espace défini par les carters interne la et externe 1b.
  • Le tube à flamme 2 est délimité par des parois interne 2a et externe 2b appelées viroles interne et externe et une plaque de fond de chambre 3 qui sert de support à des injecteurs 4.
  • Par ailleurs, la chambre de combustion comprend également un carénage 5 disposé devant le fond de chambre pour couvrir partiellement les injecteurs 4 et les protéger des chocs éventuels (que peut produire l'ingestion d'un oiseau ou d'un bloc de glace dans des moteurs). Et la chambre de combustion comprend un diffuseur 6 d'air débouchant sur l'injecteur 4.
  • La plaque de fond 3, les parois interne 2a et externe 2b du tube à flamme 2 et le carénage 5 sont assemblées par des boulons (non représentés).
  • La chambre de combustion de la figure 1 est dite annulaire axiale directe en ce qu'elle s'étend selon la direction privilégiée de l'axe moteur sans retournement des viroles cylindriques du tube à flamme. Cette architecture est la référence pour les turbomachines modernes, notamment sur les fortes puissances. Sur le domaine des petites puissances, elle cohabite avec l'architecture de chambre à retour qui est très compacte axialement. Cependant elle possède pour principal inconvénient un important ratio surface sur volume qui rend difficile le refroidissement des parois du tube à flamme et handicape leurs durées de vie.
  • A l'opposé, un problème avec le type de chambre axiale directe est que l'encombrement axial du tube à flamme est conséquent.
  • Un autre problème est que les fixations du carénage, des parois interne 2a et externe 2b et de la plaque de fond sont soumises à des vibrations de la turbomachine ainsi qu'à des dilatations thermiques des sous-composants du module chambre qui peuvent dégrader son fonctionnement de sorte que des systèmes de compensations vibratoires et thermiques généralement complexes sont prévus.
  • US 2010/0083664 A1 montre une turbine à gaz avec une chambre de combustion coudée entre une partie amont orientée radialement et une partie aval orientée axialement. La partie amont comprend en fond de chambre avec des mélangeurs connectés au carter.
    • PRESENTATION DE L'INVENTION
  • L'invention propose de pallier au moins un de ces inconvénients.
  • A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, une chambre de combustion d'une turbomachine selon la revendication 1.
  • Avantageusement, l'injecteur présente une direction principale coaxiale à un axe longitudinal Y selon lequel la première portion s'étend.
  • Les parois annulaires interne et externe du tube à flamme peuvent être connectées au carter externe par l'intermédiaire du corps d'injecteur.
  • La chambre peut comprendre des trous primaires percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau de la première portion et des trous de dilution percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau d'un coude du tube à flamme.
  • Selon un autre aspect, l'invention concerne une turbomachine comprenant une chambre de combustion selon le premier aspect de l'invention.
  • L'invention permet de réduire fortement l'encombrement axial de la chambre de combustion. Ceci présente les avantages suivants.
    • la masse du moteur est réduite :
      • ∘ la forme du tube à flamme permet de réduire la longueur du carter externe, qui est souvent commun avec la turbine haute pression en aval de la chambre de combustion;
      • ∘ la réduction de longueur pour les équipements - canalisations - nacelle et l'ensemble des constituants « hors-veine » ;
      • ∘ la structure de la chambre est simplifiée notamment par le fait que le tube à flamme est connecté au carter externe par l'intermédiaire de l'injecteur ce qui permet de supprimer le capotage et les boulons associés. Ces pièces sont généralement utilisées sur des chambres de type axial direct ;
    • la situation dynamique du rotor haute pression, située sous la chambre de combustion, est améliorée :
      ∘ cette pièce est en effet un élément complexe de la turbomachine et doit respecter de nombreux critères de dimensionnement. Pour des turbomachines de petite dimension et avec des impératifs de performances élevées (en consommation et émissions), on est tenté de positionner un régime de rotation élevé : la difficulté étant alors d'assurer une raideur et une dynamique d'arbre acceptable. Ainsi, la forme coudée donnée au tube à flamme permet de diminuer la longueur d'arbre haute pression (constitué d'un compresseur haute pression en amont de la chambre de combustion et de la turbine haute pression en aval de la chambre de combustion) ;
    • l'interface avec la turbine haute pression est améliorée :
      ∘ en effet, la sortie du tube à flamme est colinéaire au dessin des plateformes du DHP : cela permet de limiter le nombre de lignes de courant d'écoulement chaud qui impacteraient la paroi (notamment sur la virole interne) et pourraient potentiellement interférer avec le refroidissement de ces pièces dont la durée de vie est critique
    • la bougie d'allumage peut être positionnée à différentes positions : en fond de chambre et/ou en coin de chambre et/ou sur la paroi externe.
    PRESENTATION DES FIGURES
  • D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels outre la figure 1 déjà discutée,
    • La figure 2 illustre une vue en coupe d'une chambre de combustion ;
    • La figure 3 illustre une vue en perspective d'une chambre de combustion ;
    • La figure 4 illustre une vue détaille de la vue en perspective de la figure 3. Sur l'ensemble des figures les éléments similaires portent des références identiques.
    DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
  • Les figures 2 et 3 illustrent des vues d'une chambre de combustion selon un mode de réalisation.
  • La chambre de combustion comprend un carter externe 10a auquel est connecté un tube à flamme 20.
  • Le tube à flamme 20 comprend une paroi annulaire interne 20a et une paroi annulaire externe 20b.
  • Les parois annulaire interne et externe définissent d'une part une première portion 201 radiale autour d'un axe radial Y de la chambre de combustion et qui s'étend radialement par rapport à un axe longitudinal XX de rotation de la turbomachine.
  • D'autre part, Les parois annulaire interne et externe définissent une seconde portion 202 axiale autour d'un axe longitudinal X perpendiculaire à l'axe radial Y et parallèle à l'axe longitudinal XX de rotation de la turbomachine.
  • Comme on peut le voir sur les figures 1 et 2 la première portion 201 s'étend vers la seconde portion 202 en formant un coude entre l'entrée et la sortie du tube à flamme.
  • Un tel coude permet une liaison aérodynamique efficace avec un étage haute pression en aval de l'écoulement des gaz (flèche en pointillés sur la figure 2).
  • En outre, cette forme coudée permet de réduire l'encombrement axial du tube à flamme 20.
  • La chambre de combustion comprend également un fond de chambre 30 qui a la forme d'une plaque situé en entrée du tube à flamme 20.
  • A ce fond de chambre 30 est attaché un injecteur 40 par lequel est connecté le tube à flamme 20 au carter externe 10a de la turbomachine.
  • En outre, la chambre de combustion peut éventuellement comprendre un bouclier thermique 50 sous la forme d'une plaque attachée au fond de chambre 30 situé dans le tube à flamme 20. Ce bouclier thermique 50 est situé à l'entrée du tube à flamme 20 et protège l'injecteur 40 des fortes températures supérieures à 2200 K pouvant régner dans le tube à flamme 20.
  • Des trous primaires 202a, 202b sont percés dans les parois annulaires interne et externe au niveau de de la première portion 201 en entrée du tube à flamme.
  • En outre, des trous de dilution 203a, 203b sont percés dans les parois annulaires interne et externe au niveau de la partie coudée du tube à flamme 20 (voir la figure 3). Le nombre de trous, leurs diamètres et positions respectifs pouvant varier selon l'application visée.
  • Comme cela est visible sur la figure 4 , l'injecteur 40 comprend un corps 40a d'injecteur entourant un tuyau 40b d'injection par lequel est amené le combustible en tant que tel dans le tube à flamme 20. Le corps 40a d'injecteur est fixé au carter externe 10a par l'intermédiaire de boulons 70 et de plaques 80 de fixation (voir la figure 3 ).
  • Les parois annulaires interne et externe sont fixées au carter externe 10a par l'intermédiaire du corps 40a d'injecteur permettant ainsi de simplifier la liaison bol - fond de chambre et ainsi éviter l'utilisation d'un système de rattrapage des jeux.
  • Un disque de liaison 40c surmonté d'un cylindre 40d dans lequel est inséré le corps 40a de l'injecteur est connecté au fond de chambre 30 dans lequel un évidement 30a à la taille du disque de liaison a été ménagé.
  • Le corps 40a de l'injecteur est en liaison avec le tuyau 40b d'injection et le corps 40a de l'injecteur 40 est inséré dans le cylindre 40d surmontant le disque de liaison 40c de telle sorte que le corps 40a d'injecteur (et donc le tuyau 40b d'injection) est mobile par rapport au cylindre 40d. Ceci permet une compensation des mouvements auxquels est soumis le tube à flamme 20. Il n'y a donc pas besoin de systèmes de compensation complexes.
  • Le corps 40a de l'injecteur comprend une entrée d'air 40e par laquelle de l'air issu d'un diffuseur 60 est introduit. Cet air permet de refroidir l'injecteur 40. L'entrée d'air 40e a la forme d'un évidement ovale formé dans le corps 40a d'injecteur.

Claims (5)

  1. Chambre de combustion d'une turbomachine, comprenant :
    - un carter annulaire externe (10a) ;
    - un tube à flamme (20) connecté au carter externe (10a), ledit tube à flamme (20) comprenant une paroi annulaire interne (20b) et une paroi annulaire externe (20a) définissant d'une part une première portion (201) radiale en entrée du tube à flamme et d'autre part une seconde portion (202) axiale en sortie du tube à flamme, la première portion (201) s'étendant vers la seconde portion (202) en formant un coude entre l'entrée et la sortie du tube à flamme, le tube à flamme comprend un fond de chambre (30) situé en entrée du tube à flamme, la chambre comprenant au moins un injecteur (40) de combustible configuré pour injecter du combustible dans le tube à flamme via l'entrée du tube à flamme, le tube à flamme étant connecté au carter externe (10a) par l'intermédiaire dudit injecteur (40) en liaison avec le fond de chambre (30), l'injecteur (40) comprenant un tuyau (40b) d'injection par lequel est amené du combustible dans le tube à flamme (20) et un corps (40a) d'injecteur entourant le tuyau (40b) d'injection, l'injecteur (40) comprenant un disque de liaison (40c) connecté au fond de chambre (30) et un cylindre (40d) surmontant le disque de liaison (40c) et dans lequel est inséré le corps (40a) d'injecteur, le corps (40a) d'injecteur étant connecté au tuyau (40b) d'injection, le corps (40a) d'injecteur étant mobile par rapport au cylindre (40d).
  2. Chambre selon la revendication 1, dans lequel l'injecteur présente une direction principale coaxiale à un axe longitudinal Y selon lequel la première portion (201) s'étend.
  3. Chambre selon la revendication 1, dans laquelle les parois annulaires interne et externe du tube à flamme sont connectées au carter externe (10a) par l'intermédiaire du corps d'injecteur (40a).
  4. Chambre selon l'une des revendications précédentes, comprenant des trous primaires (202b, 202a) percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau de la première portion (201) et des trous de dilution (203a, 203b) percés dans les parois annulaire interne et externe au niveau d'un coude du tube à flamme (20).
  5. Turbomachine comprenant une chambre de combustion selon l'une des revendications précédentes.
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3038699B1 (fr) 2015-07-08 2022-06-24 Snecma Chambre de combustion coudee d'une turbomachine

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3088279A (en) * 1960-08-26 1963-05-07 Gen Electric Radial flow gas turbine power plant
GB2008199A (en) * 1977-09-03 1979-05-31 Lucas Industries Ltd Flame Tube
GB2097112B (en) * 1981-04-16 1984-12-12 Rolls Royce Fuel burners and combustion equipment for use in gas turbine engines
US4955201A (en) * 1987-12-14 1990-09-11 Sundstrand Corporation Fuel injectors for turbine engines
EP1924762B1 (fr) * 2005-09-13 2013-01-02 Rolls-Royce Corporation, Ltd. Systemes de combustion pour turbine a gaz
FR2892180B1 (fr) * 2005-10-18 2008-02-01 Snecma Sa Amelioration des perfomances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois
US7716931B2 (en) * 2006-03-01 2010-05-18 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engine
US8096132B2 (en) * 2008-02-20 2012-01-17 Flexenergy Energy Systems, Inc. Air-cooled swirlerhead
US8297048B2 (en) * 2008-10-02 2012-10-30 Cummins Inc. Apparatus and method for mounting a close-coupled catalyst
US8141368B2 (en) * 2008-11-11 2012-03-27 Delavan Inc Thermal management for fuel injectors
FR2953907B1 (fr) * 2009-12-11 2012-11-02 Snecma Chambre de combustion pour turbomachine
CN103562641B (zh) * 2011-05-17 2015-11-25 斯奈克玛 用于涡轮机的环形燃烧室
US9388742B2 (en) * 2013-05-08 2016-07-12 Solar Turbines Incorporated Pivoting swirler inlet valve plate
US9592480B2 (en) * 2013-05-13 2017-03-14 Solar Turbines Incorporated Inner premix tube air wipe
US20170059163A1 (en) * 2014-07-11 2017-03-02 United Technologies Corporation Additively manufactured swirler mount interface for gas turbine engine combustor
FR3031799B1 (fr) * 2015-01-19 2017-02-17 Snecma Dispositif d'etancheite ameliore entre un systeme d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aeronef
US10095218B2 (en) * 2016-08-03 2018-10-09 Siemens Aktiengesellschaft Method and computer-readable model for additively manufacturing ducting arrangement with injector assemblies forming a shielding flow of air
US10422533B2 (en) * 2017-01-20 2019-09-24 General Electric Company Combustor with axially staged fuel injector assembly

Non-Patent Citations (1)

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

Also Published As

Publication number Publication date
FR3035707B1 (fr) 2019-11-01
CN107532800A (zh) 2018-01-02
EP3289288A1 (fr) 2018-03-07
WO2016174363A1 (fr) 2016-11-03
US20180299132A1 (en) 2018-10-18
CN107532800B (zh) 2020-01-03
US10883720B2 (en) 2021-01-05
FR3035707A1 (fr) 2016-11-04

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