EP4623192A1 - Systeme d'alimentation en fluide combustible d'une chambre de combustion - Google Patents

Systeme d'alimentation en fluide combustible d'une chambre de combustion

Info

Publication number
EP4623192A1
EP4623192A1 EP23813820.0A EP23813820A EP4623192A1 EP 4623192 A1 EP4623192 A1 EP 4623192A1 EP 23813820 A EP23813820 A EP 23813820A EP 4623192 A1 EP4623192 A1 EP 4623192A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
port
valve
annular space
supply system
combustible fluid
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.)
Pending
Application number
EP23813820.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Nicolas Claude Parmentier
Adrien CAHUZAC
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 SA
Original Assignee
Safran SA
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 SA filed Critical Safran SA
Publication of EP4623192A1 publication Critical patent/EP4623192A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/222—Fuel flow conduits, e.g. manifolds
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F02C7/25—Fire protection or prevention

Definitions

  • the invention also relates to the field of turbomachines, in particular, twin-body turbojets comprising a combustion chamber supplied with combustible fluid, in particular dihydrogen.
  • An aircraft turbomachine such as a twin-body, dual-flow turbojet, typically comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow along a longitudinal axis, a movable fan rotating around the longitudinal axis, a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine, a low pressure turbine and a gas exhaust nozzle.
  • the turbomachine further comprises a system for supplying the combustion chamber with fuel, in particular a fuel such as kerosene.
  • the supply system typically comprises a pipe having an internal fuel circulation passage and connected to the combustion chamber.
  • the blower allows the suction of an air flow divided for example into a primary flow and a secondary flow.
  • the primary flow passes through a primary stream of the turbomachine delimited externally by an internal casing while the secondary flow is directed to a secondary vein surrounding the primary vein.
  • Each compressor includes a movable disk rotating around this axis and blades regularly distributed around the disk.
  • the vanes extend radially from the disc and compress the primary air flow.
  • the compressed air is then mixed with the fuel and burned in the combustion chamber.
  • the gases from combustion pass through the turbines.
  • Each turbine has a movable disk rotating around the longitudinal axis and blades regularly distributed around the disk. The blades extend radially from the disc and allow a force to be exerted on the gases coming from the combustion chamber. The gases finally escape through the nozzle, the section of which allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
  • the dihydrogen-air mixture in a volume proportion of dihydrogen between 13% and 65%, becomes explosive.
  • the gas flow rate of around 600g/s the gas pressure of around 100 bars and the energy level involved in the pipe, the bursting of at least one disc may cause an explosion.
  • the dihydrogen-air mixture in a volume proportion of dihydrogen between 4% and 75%, is flammable.
  • the supply system is equipped with a valve which allows the pipe to be closed.
  • the valve typically includes a gas inlet port and a gas outlet port connected to the pipe. In the valve open position, the inlet and outlet ports are in fluid communication so that gas flows through the line.
  • an electronic signal is sent to the valve which is placed in the closed position. In this position, fluid cannot circulate between the inlet and outlet ports. The circulation of gas in the pipe is cut off, thus limiting the risks of mixing air and gas and therefore of explosion and/or fire.
  • turbomachine comprising a system for supplying a combustion chamber with combustible gas, in particular di hydrogen, efficiently, reliably, inexpensively and without impacting the mass of the turbomachine.
  • the invention proposes a system for supplying combustible fluid to a combustion chamber for an aircraft turbomachine, the supply system comprising:
  • the power system is remarkable in that it additionally includes:
  • a first valve comprising: a first inlet port for the combustible fluid, an outlet port for the combustible fluid fluidly connected to the internal passage, a movable member between a first opening position in which the first inlet port is in communication fluidic with the output port and a second closed position preventing fluidic communication between the input port and the output port, and a control port fluidly connected to the annular space so that the movable member is moved from the first position to the second position when the pressure in the annulus is lower than the threshold pressure.
  • the fuel system includes an internal conduit through which the combustible fluid circulates to supply the combustion chamber.
  • the supply system further comprises an external sheath which defines an annular space with the internal pipe.
  • the annular space has a threshold pressure.
  • the supply system further comprises at least one hydraulic valve.
  • the valve is normally closed (NC) type, and pneumatically operated. By normally closed, it is understood that the valve is in a closed, so-called safety position, in the absence of pneumatic control, that is to say without gas pressure.
  • the valve has a control port fluidly connected to the annular space.
  • the pressure in the annular space is equal to or greater than the threshold pressure
  • the mobile member is in the first opening position. In this position, the valve allows the circulation of the combustible fluid.
  • the pressure in the annular space is lower than the threshold pressure, that is to say when the pressure in the annular space falls, the mobile member is moved under the effect of the pressure variation , in the second position. In this position, the valve prevents the circulation of the combustible fluid. The valve is then in the safety position.
  • the power system of the invention can be integrated into the turbomachine without considerably increasing its mass.
  • the invention may include one or more of the following characteristics, taken in isolation from each other or in combination with each other:
  • the turbomachine is remarkable in that it comprises a power system according to any of the preceding characteristics, the power system being connected to the combustion chamber.
  • the combustion chamber comprises an annular enclosure and an injector opening into the annular enclosure and connected to the internal pipe.
  • Figure 1 is a schematic representation of an aircraft
  • Figure 2 is a schematic representation in longitudinal section of a half-turbomachine according to the invention and equipping the aircraft of Figure 1,
  • FIG.3 is a schematic representation of a fuel fluid supply system for the combustion chamber equipping the turbomachine of Figure 2,
  • FIG.4 is a functional schematic representation of the supply system of Figure 3 when the valve is in the open position
  • FIG.5 Figure 5 is a functional schematic representation of the supply system of Figure 3 when the valve is in the closed position
  • Figure 6 is a functional schematic representation of the supply system according to a embodiment of the invention
  • FIG.7 Figure 7 is a functional schematic representation of the power system according to another embodiment of the invention
  • Figure 8 is a functional schematic representation of the power system according to another embodiment of the invention. Detailed description of the invention
  • the aircraft 1 comprises a fuselage 2 and first and second wings 3 mounted on either side of the fuselage 2.
  • the aircraft 1 further comprises at least two turbomachines 4 respectively integral with the first and second wings 3. With reference to Figure 2, the turbomachine 4 extends around and along a longitudinal axis X.
  • the turbomachine 4 is for example a turboprop, a single-flow or double-flow, single-body or double-body turbogenerator.
  • the number of flows can be greater than two depending on the configuration of the turbomachine 4.
  • the primary air flow F1 is compressed within the low pressure and high pressure compressors 6, 7.
  • the air then circulates in the combustion chamber 8.
  • the combustible fluid circulates in the internal pipe 18 and is injected into the annular enclosure 8a of the combustion chamber 8 by the injectors 8b.
  • the combustible fluid is mixed with the compressed air in the annular enclosure 8a of the combustion chamber 8 and combustion of the mixture is carried out.
  • the gases resulting from the combustion then pass through the high pressure and low pressure turbines 9, 10 then escape through the nozzle 11 to generate propulsion.
  • the first valve 24 further comprises a movable member between a first position and a second position.
  • the first valve 24 further includes a control port 24e.
  • the control port 24e is fluidly connected to the annular space 23.
  • a first control line 25a connects the control port 24e of the valve 24 to the annular space 23. Thanks to such fluid connection between the valve 24 and the annular space 23, under the effect of the pressure variation in the annular space 23, the movable member is moved in the valve body 24a. Thus, the movable member is moved from the first position to the second position when the pressure in the annular space 23 is lower than the threshold pressure.
  • the movable member When the pressure in the annular space 23 drops and becomes lower than the threshold pressure, the movable member is moved to the second position.
  • the second position is shown in Figure 5. It is a closing position of the first valve 24 with respect to the circulation of the combustible fluid. In this second position, the fluid communication between the first input port 24c and the output port 24d is closed. The combustible fluid cannot circulate in the first valve 24 and therefore the internal passage 20.
  • the outer sheath 22 In the event of damage to the supply system 17 by debris generated when a disc bursts, the outer sheath 22 is ruptured so that the pressure in the annular space 23 drops and becomes lower than the threshold pressure .
  • the first valve 24 being controlled by the pressure variation in the annular space 23, the movable member is immediately moved into the second position, preventing the circulation of the combustible fluid in the internal passage 20 of the internal pipe 18.
  • the rupture of the external sheath 22 allows the inert gas to be released.
  • the inert gas mixes with the combustible fluid present in the internal pipe 18 and makes it possible to reduce the concentration of combustible fluid in the air and therefore to limit the risk of explosion.
  • the first valve 24 has a return spring 24f.
  • the movable member is returned to the second position by the return force of the return spring 24f in the absence of pneumatic control, that is to say when the pressure is lower than the threshold pressure.
  • the second 24’ valve is hydraulic or pneumatic.
  • the second valve 24’ is pneumatically operated.
  • the second valve 24' is of the normally closed type.
  • the second valve 24' comprises a valve body 24a' delimiting an internal chamber 24b' for circulating the combustible fluid.
  • the second valve 24' also comprises an inlet port 24c' of the combustible fluid and an outlet port 24d' of the combustible fluid.
  • the first inlet port 24c' and outlet 24d' are provided in the valve body 24a' and open into the internal chamber 24b'.
  • the first inlet port 24c' is connected to the internal passage 20 of the internal pipe 18.
  • the outlet port 24d is connected to the internal passage 18 of the internal pipe 18 or to the combustion chamber 8, in particular to the injector.
  • the second valve 24' further comprises a movable member between a first position and a second position.
  • the second valve 24' further includes a control port 24e'.
  • the control port 24e' is fluidly connected to the annular space 23.
  • a second hydraulic control line 25b connects the control port 24e' of the second valve 24' to the annular space 23. Thanks to such fluid connection between the second valve 24' and the annular space 23, under the effect of the pressure variation in the annular space 23, the movable member is moved in the valve body 24a'. Thus, the movable member is moved from the first position to the second position when the pressure in the annular space 23 is lower than the threshold pressure.
  • the first position is an opening position of the second valve 24’.
  • the second valve 24' is maintained in the first position as long as the pressure in the annular space 23 is at least equal to the threshold pressure.
  • the input port 24c' is in fluid communication with the output port 24d'. The combustible fluid is thus allowed to circulate in the second valve 24' and the internal passage 20.
  • the movable member When the pressure in the annular space 23 drops and becomes lower than the threshold pressure, the movable member is moved to the second position. This is a closing position of the second valve 24' with respect to the circulation of the combustible fluid. In this second position, the fluid communication between the input port 24c' and the output port 24d' is closed. The combustible fluid cannot circulate in the second valve 24' and therefore the internal passage 20.
  • the second valve 24’ has a return spring 24f’.
  • the movable member is returned to the second position by the return force of the return spring 24f’.
  • the external sheath 22 is arranged between the first and second valves 24, 24'.
  • the second valve 24' is mounted around the internal pipe 18.
  • the inlet port 24c' and outlet port 24d' are connected to the internal pipe 18, in particular to the outlet section 18c.
  • the second valve 24' is located between the internal pipe 18 and the combustion chamber 8.
  • the second valve 24' makes it possible to limit the circulation of the fluid remaining in the internal pipe 18.
  • the second valve 24' therefore makes it possible to reduce the risk of ignition of the combustible fluid.
  • the combustible fluid that can escape from the internal pipe 18 is driven out by the volume of inert gas from the internal space 23 released during damage to the supply system 21.
  • the first valve 24 further comprises a second inlet port 24g of an inert gas.
  • the output port 24d communicates with the second input port 24g.
  • the second inlet port 24g is fluidly connected to the annular space 23.
  • a second hydraulic line 25a' connects the annular space 23 to the second inlet port 24g.
  • the second inlet scope 24g is fluidly connected to a reservoir 26 of inert gas.
  • the inert gas of the reservoir 26 is identical to or advantageously different from the inert gas of the annular space 23.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Feeding And Controlling Fuel (AREA)
  • Safety Valves (AREA)

Abstract

L'invention concerne un système d'alimentation (17) en fluide combustible d'une chambre de combustion (8) comprenant : une conduite interne (18) de circulation du fluide, une gaine externe (22) agencée coaxialement autour de la conduite interne (18), un espace annulaire (23) délimité par la gaine externe (22) autour de la conduite interne (18), et une vanne (24) comprenant un organe mobile entre une première position d'ouverture dans laquelle le premier port d'entrée (24c) est en communication fluidique avec le port de sortie (24d) et une seconde position de fermeture empêchant la communication fluidique entre le port d'entrée (24c) et le port de sortie (24d), et un port de commande (24e) relié fluidiquement à l'espace annulaire (23) de sorte à ce que l'organe mobile est déplacé de la première position à la seconde position lorsque la pression dans l'espace annulaire (23) est inférieure à la pression seuil.

Description

DESCRIPTION
TITRE : SYSTEME D’ALIMENTATION EN FLUIDE COMBUSTIBLE D’UNE CHAMBRE DE COMBUSTION
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine des systèmes d’alimentation en fluide combustible, notamment en dihydrogène, d’une chambre de combustion pour une turbomachine d’aéronef.
L’invention concerne également le domaine des turbomachines, en particulier, des turboréacteurs à double corps comprenant une chambre de combustion alimentée en fluide combustible, en particulier en dihydrogène.
Arrière-plan technique
L’état de la technique est illustré par les documents US-A1 -2022090709, EP- A2-2 664 766, US-A1 -2015/0323188 et EP-A1 -2 634 380.
Une turbomachine d’aéronef, tel qu’ un turboréacteur à double corps et à double flux, comprend typiquement, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz le long d’un axe longitudinal, une soufflante mobile en rotation autour de l’axe longitudinal, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression et une tuyère d’échappement des gaz. La turbomachine comprend en outre un système d’alimentation de la chambre de combustion en combustible, notamment un carburant tel que du kérosène. Le système d’alimentation comprend typiquement une conduite présentant un passage interne de circulation du carburant et reliée à la chambre de combustion.
La soufflante permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant par exemple en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire traverse une veine primaire de la turbomachine délimitée extérieurement par un carter interne tandis que le flux secondaire est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire.
Le flux primaire est comprimé au sein des compresseurs. Chaque compresseur comprend un disque mobile en rotation autour de cet axe et des aubes régulièrement réparties autour du disque. Les aubes s’étendent radialement du disque et permettent de comprimer le flux d’air primaire.
L’air comprimé est alors mélangé au carburant et brûlé dans la chambre de combustion. Les gaz issus de la combustion traversent les turbines. Chaque turbine présente un disque mobile en rotation autour de l’axe longitudinal et des aubes régulièrement réparties autour du disque. Les aubes s’étendent radialement du disque et permettent d’exercer un effort sur les gaz issus de la chambre de combustion. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.
Afin de limiter l’impact environnemental des aéronefs, il a été proposé de remplacer le kérosène mis en œuvre dans la chambre de combustion par une énergie verte, en particulier un gaz combustible tel que le dihydrogène (H2). Néanmoins, l’architecture actuelle des turbomachines ne permet pas la mise en œuvre d’un tel gaz.
En effet, en fonctionnement, il existe un risque d’éclatement d’un ou des disques, phénomène connu sous l’acronyme anglais UERF pour « Uncontained Engine Rotor Failure ». Un tel éclatement peut générer des débris pouvant endommager la conduite de la chambre de combustion et conduire à des fuites de dihydrogène. Or, le mélange dihydrogène-air, dans une proportion volumique de dihydrogène comprise entre 13% et 65%, devient détonnant. Ainsi, compte tenu du débit du gaz de l’ordre de 600g/s, de la pression du gaz de l’ordre de 100 bars et du niveau d’énergie mis en jeu dans la conduite, l’éclatement d’au moins un disque est susceptible de causer une explosion. Une telle explosion représente un évènement catastrophique pour l’aéronef. Aussi, le mélange dihydrogène-air, dans une proportion volumique de dihydrogène comprise entre 4% et 75%, est inflammable.
Afin d’éviter d’endommager la conduite et donc de limiter le risque d’explosion ou d’incendie dans la turbomachine, il a été envisagé de renforcer le carter interne par un bouclier de renfort annulaire afin de contenir le ou les disques en cas d’éclatement.
Toutefois, une telle solution n’est pas envisageable dans les configurations de turbomachines actuelles. En particulier, le renforcement du carter interne pénaliserait fortement la turbomachine en termes de coût et de masse. En outre, l’intégration d’un tel bouclier de renfort n’est pas aisée compte tenu de l’épaisseur nécessaire à un tel bouclier pour assurer sa fonction de protection.
Par ailleurs, afin de réduire les risques d’explosion ou de feu lors d’une rupture de la conduite, le système d’alimentation est équipé d’une vanne qui permet la fermeture de la conduite. La vanne comprend typiquement un port d’entrée du gaz et un port de sortie du gaz reliés à la conduite. Dans la position d’ouverture de la vanne, les ports d’entrée et de sortie sont en communication fluidique de sorte que le gaz circule dans la conduite. Lors de la détection du phénomène d’éclatement d’un ou de disques, un signal électronique est envoyé à la vanne qui est placée en position de fermeture. Dans cette position, le fluide ne peut circuler entre les port d’entrée et de sortie. La circulation du gaz dans la conduite est coupée, limitant ainsi les risques de mélange d’air et de gaz et donc d’explosion et/ou d’incendie.
Toutefois, une telle solution ne donne pas entière satisfaction. En effet, la vanne étant à commande électronique, il existe un délai entre la détection du phénomène d’éclatement du disque et de fermeture de la vanne. Durant ce délai, le gaz circule dans la conduite et le risque d’explosion ou d’incendie demeure.
Dans ce cadre, il existe un besoin de réduire les risques d’explosion et/ou d’incendie dans une turbomachine comprenant un système d’alimentation d’une chambre de combustion en gaz combustible, notamment du di hydrogène, de manière efficace, fiable, peu coûteuse et sans impacter la masse de la turbomachine.
Résumé de l'invention
A cet effet, l’invention propose un système d’alimentation en fluide combustible d’une chambre de combustion pour une turbomachine d’aéronef, le système d’alimentation comprenant :
- une conduite interne s’étendant le long d’un axe et comprenant un passage interne de circulation du fluide combustible.
Le système d’alimentation est remarquable en ce qu’il comprend en outre :
- une gaine externe agencée coaxialement autour de la conduite interne,
- un espace annulaire délimité par la gaine externe autour de la conduite interne, l’espace annulaire étant destiné à être soumis à une pression seuil, et
- une première vanne comprenant : un premier port d’entrée du fluide combustible, un port de sortie du fluide combustible relié fluidiquement au passage interne, un organe mobile entre une première position d’ouverture dans laquelle le premier port d’entrée est en communication fluidique avec le port de sortie et une seconde position de fermeture empêchant la communication fluidique entre le port d’entrée et le port de sortie, et un port de commande relié fluidiquement à l’espace annulaire de sorte à ce que l’organe mobile est déplacé de la première position à la seconde position lorsque la pression dans l’espace annulaire est inférieure à la pression seuil. Le système d’alimentation comprend une conduite interne dans laquelle le fluide combustible circule pour alimenter la chambre de combustion.
Selon l’invention, le système d’alimentation comprend en outre une gaine externe qui définit avec la conduite interne un espace annulaire. L’espace annulaire présente une pression seuil. Selon l’invention, le système d’alimentation comprend en outre au moins une vanne hydraulique. La vanne est de type normalement fermée (NF), et à commande pneumatique. Par normalement fermée, il est entendu que la vanne est dans une position de fermeture, dite de sécurité, en l’absence de commande pneumatique, c’est-à-dire sans pression de gaz.
En effet, la vanne présente un port de commande relié fluidiquement à l’espace annulaire. Lorsque la pression dans l’espace annulaire est égale ou supérieure à la pression seuil, l’organe mobile est dans la première position d’ouverture. Dans cette position, la vanne autorise la circulation du fluide combustible. Au contraire, lorsque la pression dans l’espace annulaire est inférieure à la pression seuil, c’est-à-dire lorsque la pression dans l’espace annulaire chute, l’organe mobile est déplacé sous l’effet de la variation de pression, dans la seconde position. Dans cette position, la vanne empêche la circulation du fluide combustible. La vanne est alors en position de sécurité.
Par conséquent, en cas d’endommagement du système d’alimentation par des débris générés lors de l’éclatement d’un disque de turbine ou de compresseur, la gaine externe est rompue si bien que la pression dans l’espace annulaire chute. La vanne étant commandée par la variation de pression dans l’espace annulaire, elle est alors placée immédiatement en position de sécurité empêchant la circulation du fluide combustible dans la conduite interne.
Grâce à l’invention, les risques d’explosion sont donc limités.
Aussi, le système d’alimentation de l’invention peut être intégré dans la turbomachine sans augmenter considérablement sa masse.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- la conduite interne comprend un tronçon d’entrée du fluide combustible, un tronçon de sortie du fluide combustible, et un tronçon central situé selon l’axe de la conduite interne entre les tronçons d’entrée et de sortie, la gaine externe étant agencée autour du tronçon central et la première vanne étant agencée entre le tronçon d’entrée et la gaine externe,
- l’espace annulaire est rempli avec un gaz inerte tel que du diazote (N2),
- la pression seuil est comprise entre 1 bar et 120 bar,
- une seconde vanne comprenant : un port d’entrée du fluide combustible, un port de sortie du fluide combustible, un organe mobile entre une première position d’ouverture dans laquelle le port d’entrée est en communication fluidique avec le port de sortie et une seconde position de fermeture empêchant la communication fluidique entre le port d’entrée et le port de sortie, et un port de commande relié fluidiquement à l’espace annulaire de sorte à ce que l’organe mobile est déplacé de la première position à la seconde position lorsque la pression dans l’espace annulaire est inférieure à la pression seuil, la gaine externe étant située entre les première et seconde vannes,
- la première vanne comprend un second port d’entrée d’un gaz inerte, le port de sortie étant en communication fluidique avec le second port d’entrée dans la seconde position de fermeture de la première vanne,
- le second port d’entrée est relié fluidiquement à l’espace annulaire,
- le second port d’entrée est relié fluidiquement à un réservoir de gaz inerte.
L’invention concerne également une turbomachine pour un aéronef, la turbomachine s’étendant autour d’un axe longitudinal et comprenant d’amont en aval :
- un compresseur basse pression,
- un compresseur haute pression,
- une chambre de combustion,
- une turbine haute pression, et
- une turbine basse pression. La turbomachine est remarquable en ce qu’elle comprend un système d’alimentation selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes, le système d’alimentation étant relié à la chambre de combustion.
La turbomachine selon l’invention peut en outre comprendre les caractéristiques suivantes :
- la chambre de combustion comprend une enceinte annulaire et un injecteur débouchant dans l’enceinte annulaire et relié à la conduite interne.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig.1 ] la figure 1 est une représentation schématique d’un aéronef;
[Fig.2] la figure 2 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une demi-turbomachine selon l’invention et équipant l’aéronef de la figure 1 ,
[Fig.3] la figure 3 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en fluide combustible de la chambre de combustion équipant la turbomachine de la figure 2,
[Fig.4] la figure 4 est une représentation schématique fonctionnelle du système d’alimentation de la figure 3 lorsque la vanne est en position ouverte,
[Fig.5] la figure 5 est une représentation schématique fonctionnelle du système d’alimentation de la figure 3 lorsque la vanne est en position fermée, [Fig.6] la figure 6 est une représentation schématique fonctionnelle du système d’alimentation selon un mode de réalisation de l’invention,
[Fig.7] la figure 7 est une représentation schématique fonctionnelle du système d’alimentation selon un autre mode de réalisation de l’invention, [Fig.8] la figure 8 est une représentation schématique fonctionnelle du système d’alimentation selon un autre mode de réalisation de l’invention. Description détaillée de l'invention
Un aéronef 1 est par exemple représenté sur la figure 1. L’aéronef 1 comprend un fuselage 2 et des première et secondes ailes 3 montées de part et d’autre du fuselage 2. L’aéronef 1 comprend en outre au moins deux turbomachines 4 respectivement solidaires des première et seconde ailes 3. En référence à la figure 2, la turbomachine 4 s’étend autour et le long d’un axe longitudinal X.
Dans la présente demande, les termes « amont » « aval », sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine 4 suivant l’axe longitudinal X, notamment de gauche à droite sur la figure 1 .
Les termes « axial », « axialement », « radial », « radialement », sont définis par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 4.
Les termes « interne », « intérieur », « externe », « extérieur »,
« extérieurement », sont définis par rapport à l’éloignement de l’axe longitudinal X le long d’un axe radial perpendiculaire à l’axe longitudinal X.
La turbomachine 4 est par exemple un turbopropulseur, un turbogénérateur à simple flux ou à double flux, à simple corps ou à double corps. Le nombre de flux peut être supérieur à deux selon la configuration de la turbomachine 4.
Selon encore un autre exemple représenté sur la figure 2, la turbomachine 4 est un turboréacteur à double corps et à double flux. Elle comprend d’amont en aval, une soufflante 5, un compresseur basse pression 6, un compresseur haute pression 7, une chambre de combustion 8, une turbine haute pression 9, une turbine basse pression 10, et une tuyère 11 d’échappement des gaz de combustion.
Les compresseurs basse pression et haute pression 6, 7 et les turbines haute pression et basse pression 9, 10 comprennent chacun au moins un disque aubagé centré et mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. Avantageusement, la turbomachine 1 comprend en outre un carter intercompresseurs 12 agencé axialement entre les compresseurs basse pression et haute pression 6, 7.
Le compresseur basse pression 6 et la turbine basse pression 10 sont reliés par un arbre basse pression 13 et forment ensemble un corps basse pression. Préférentiellement, la soufflante 5 est reliée à l’arbre basse pression 13, par exemple par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse.
Le compresseur haute pression 7 est relié à la turbine haute pression 9 par un arbre haute pression 14 et forment ensemble un corps haute pression.
La soufflante 5 permet l’aspiration d’un flux d’air F se divisant en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2. Le flux primaire F1 s’écoule dans une veine primaire v1 de la turbomachine 4 tandis que le flux secondaire F2 s’écoule dans une veine secondaire v2 entourant la veine primaire v1 .
La veine secondaire v2 est délimitée extérieurement par un carter externe 15 centré sur l’axe longitudinal X. Le carter externe 15 entoure au moins la soufflante 5 et s’étend préférentiellement axialement jusqu’à la turbine basse pression 9. Le carter externe 15 peut être multipièces. Il peut comprendre un carter de soufflante entourant la soufflante 5 et un carter moteur s’étendant du compresseur 6 jusqu’à la turbine basse pression 9. La veine secondaire v2 est délimitée intérieurement par un carter inter-veines 16.
La veine primaire v1 est délimitée extérieurement par le carter inter-veines 16.
La chambre de combustion 8 comprend une paroi annulaire interne et une paroi annulaire externe centrées sur l’axe longitudinal X. Les parois annulaires interne et externe sont reliées par une paroi de fond. La chambre de combustion 8 comprend en outre une enceinte annulaire 8a située entre les parois annulaires interne et externe. La chambre de combustion comprend en outre au moins un injecteur 8b de fluide combustible débouchant dans l’enceinte annulaire 8a. L’injecteur 8b traverse par exemple la paroi de fond. La turbomachine 4 comprend en outre un système d’alimentation 17 en fluide combustible de la chambre de combustion 8.
Le système d’alimentation 17 est relié à la chambre de combustion 8. Il comprend une conduite interne 18. La conduite interne 18 présente un axe C. La conduite interne 18 s’étend par exemple radialement dans la turbomachine 4 et relie une source 19 de fluide combustible située par exemple dans l’aile 3 à la chambre de combustion 8. La conduite interne 18 s’étend ainsi radialement dans la veine secondaire v2.
La conduite interne 18 présente un diamètre externe par exemple compris entre 1 mm et 100 mm, préférentiellement entre 1 mm et 50 mm. La conduite interne 18 est avantageusement en matériau métallique choisi par exemple parmi les alliages métalliques tels que les Inconel®, les aciers inoxydables, les aluminiums ou en matériau polymérique choisi par exemple parmi les polyamides, les polyoléfines, les polymères fluorés ou en matériau composite.
La conduite interne 18 comprend un tronçon d’entrée 18a du fluide combustible et un tronçon de sortie 18b du fluide combustible. Le tronçon d’entrée 18a est par exemple relié à la source 19 de fluide combustible. Le tronçon de sortie 18b est par exemple relié à la chambre de combustion 8 par l’intermédiaire de l’injecteur 8b par exemple. La conduite interne 18 comprend en outre un tronçon central 18c situé le long de l’axe C de la conduite interne 18 entre le tronçon d’entrée 18a et le tronçon de sortie 18b. La conduite interne 18 comprend un passage interne 20 de circulation du fluide combustible. Avantageusement, le passage interne 20 s’étend du tronçon d’entrée 18a jusqu’au tronçon de sortie 18b. Le fluide combustible circule ainsi dans le passage interne 20 du tronçon d’entrée 18a vers le tronçon de sortie 18b. La pression du fluide combustible dans la conduite interne 18 est par exemple inférieure à 100 bar.
Le fluide combustible est un gaz ou un liquide. Le fluide est par exemple du gaz naturel encore appelé gaz fossile, du méthane (CH4), de l’ammoniac (NH3) ou de manière plus avantageuse du dihydrogène (H2) sous forme liquide ou gazeuse.
En fonctionnement, le flux d’air primaire F1 est comprimé au sein des compresseurs basse pression et haute pression 6, 7. L’air circule ensuite dans la chambre de combustion 8. En parallèle, le fluide combustible circule dans la conduite interne 18 et est injecté dans l’enceinte annulaire 8a de la chambre de combustion 8 par les injecteurs 8b. Le fluide combustible est mélangé à l’air comprimé dans l’enceinte annulaire 8a de la chambre de combustion 8 et une combustion du mélange est réalisée. Les gaz issus de la combustion traversent alors les turbines haute pression et basse pression 9, 10 puis s’échappent au travers de la tuyère 11 pour générer de la propulsion.
En fonctionnement, il existe un risque qu’un disque par exemple de la turbine haute pression 6 ou du compresseur basse pression 10 éclate. Or, la conduite interne 18 est située dans la zone Z1 d’éclatement des disques. Dans un tel cas, les débris générés peuvent endommager la conduite interne 18 et provoqués une fuite du fluide combustible. Une fuite du fluide combustible, en particulier du dihydrogène, mélangé au flux d’air F2 de la veine secondaire v2 peut causer une explosion ou un incendie catastrophique pour l’aéronef 1 et/ou la turbomachine 4.
Dans ce cadre, en référence à la figure 3, selon l’invention, le système d’alimentation 17 comprend en outre un système de sécurité 21 comprenant une gaine externe 22, un espace annulaire 23 et une première vanne 24.
La gaine externe 22 est annulaire et est agencée coaxialement autour de la conduite interne 18. Avantageusement, la gaine externe 22 est agencée autour du tronçon central 18c. Elle est donc située selon l’axe C de la conduite interne 18 entre le tronçon d’entrée 18a et le tronçon de sortie 18b. La gaine externe 22 s’étend ainsi dans toute la zone d’éclatement Z1 .
La gaine externe 22 présente présente un diamètre externe par exemple compris entre 1 mm et 200 mm, avantageusement entre 1 mm et 100 mm. La gaine externe 22 présente une épaisseur par exemple comprise entre 1 mm et 100 mm, préférentiellement entre 1 mm et 50 mm, encore plus préférentiellement entre 1 mm et 10 mm. La gaine externe 22 est préférentiellement en matériau métallique choisi par exemple parmi les alliages métalliques tels que les Inconel®, les aciers inoxydables, les aluminiums ou en matériau polymérique choisi par exemple parmi les polyamides, les polyoléfines, les polymères fluorés ou en matériau composite.
Comme visible schématiquement sur la figure 4, l’espace annulaire 23 est situé entre la gaine externe 22 et la conduite interne 18. L’espace annulaire 23 est donc délimité par la gaine externe 22 autour de la conduite interne 18. L’espace annulaire 23 présente une épaisseur comprise entre 1 mm et 50 mm.
L’espace annulaire 23 est étanche. L’espace annulaire 23 est pressurisé. La pression dans l’espace annulaire est égale à une pression seuil comprise entre 1 bar et 120 bar. Avantageusement, la pression seuil est supérieure à la pression du fluide combustible dans la conduite interne 18. Avantageusement, l’espace annulaire 23 est rempli avec un gaz inerte. Par gaz inerte, il est entendu que le mélange du gaz inerte avec l’air ou avec les gaz issus de la combustion ne provoque aucune réaction chimique dans les conditions de pression et de température de fonctionnement de la turbomachine 4. Le gaz inerte est par exemple de l’argon (Ar), de l’hélium (He), du dioxyde de carbone (CO2) ou de manière préférentielle du diazote (N2).
La première vanne 24 est de type hydraulique ou pneumatique. Selon l’invention, la première vanne 24 est à commande pneumatique. Selon l’invention, la première vanne 24 est de type normalement fermée également connu sous l’acronyme « NF ». En d’autres termes, la première vanne 24 est en position fermée en absence de commande pneumatique.
En référence à la figure 4, la première vanne 24 comprend un corps de vanne 24a délimitant une chambre interne 24b de circulation du fluide combustible. La première vanne 24 comprend par ailleurs un premier port d’entrée 24c du fluide combustible et un port de sortie 24d du fluide combustible. Les premier port d’entrée 24c et de sortie 24d débouchent dans la chambre interne 24b. Le premier port d’entrée 24c est par exemple relié au passage interne 20 de la conduite interne 18 ou à la source 19 de fluide combustible. Le port de sortie 24d est relié au passage interne 20 de la conduite interne 18.
La première vanne 24 comprend en outre un organe mobile entre une première position et une seconde position.
La première vanne 24 comprend en outre un port de commande 24e. Selon l’invention, le port de commande 24e est relié fluidiquement à l’espace annulaire 23. Par exemple, une première ligne de commande 25a relie le port de commande 24e de la vanne 24 à l’espace annulaire 23. Grâce à une telle liaison fluidique entre la vanne 24 et l’espace annulaire 23, sous l’effet de la variation de pression dans l’espace annulaire 23, l’organe mobile est déplacé dans le corps de vanne 24a. Ainsi, l’organe mobile est déplacé de la première position à la seconde position lorsque la pression dans l’espace annulaire 23 est inférieure à la pression seuil.
La première position est représentée sur la figure 4. C’est une position d’ouverture de la première vanne 24. La première vanne 24 est maintenue dans la première position tant que la pression dans l’espace annulaire 23 est au moins égale à la pression seuil. Dans cette position, le premier port d’entrée 24c est en communication fluidique avec le port de sortie 24d. Le gaz combustible est ainsi autorisé à circuler dans la première vanne 24 et le passage interne 20.
Lorsque la pression dans l’espace annulaire 23 chute et devient inférieure à la pression seuil, l’organe mobile est déplacé dans la seconde position. La seconde position est représentée sur la figure 5. C’est une position de fermeture de la première vanne 24 vis-à-vis de la circulation du fluide combustible. Dans cette seconde position, la communication fluidique entre le premier port d’entrée 24c et le port de sortie 24d est fermée. Le fluide combustible ne peut circuler dans la première vanne 24 et donc le passage interne 20. En cas d’endommagement du système d’alimentation 17 par des débris générés lors de l’éclatement d’un disque, la gaine externe 22 est rompue si bien que la pression dans l’espace annulaire 23 chute et devient inférieure à la pression seuil. La première vanne 24 étant commandée par la variation de pression dans l’espace annulaire 23, l’organe mobile est immédiatement déplacée dans la seconde position, empêchant la circulation du fluide combustible dans le passage interne 20 de la conduite interne 18.
Aussi, la rupture de la gaine externe 22 permet de libérer le gaz inerte. Le gaz inerte se mélange avec le fluide combustible présent dans la conduite interne 18 et permet de réduire la concentration en fluide combustible dans l’air et donc de limiter le risque d’explosion.
Le système de sécurité 21 de l’invention permet donc de réduire considérablement le risque d’explosion dans la turbomachine 4 et/ou l’aéronef 1 .
Préférentiellement, la première vanne 24 est à ressort de rappel 24f. L’organe mobile est rappelé dans la seconde position par la force de rappel du ressort de rappel 24f en absence de commande pneumatique, c’est-à- dire lorsque la pression est inférieure à la pression seuil.
Préférentiellement, la première vanne 24 est agencée entre la source 19 de fluide combustible et la gaine externe 22.
Selon un premier exemple de réalisation illustré sur les figures 3 à 8, la première vanne 24 est montée autour de la conduite interne 18. Selon ce premier exemple, le premier port d’entrée 24c et le port de sortie 24d sont reliés à la conduite interne 18, en particulier au tronçon d’entrée 18a. Selon cet exemple de réalisation, la première vanne 24 est agencée autour du tronçon d’entrée 18a, entre la source 19 de fluide combustible et la gaine externe 22.
Selon un second exemple de réalisation non représenté, la première vanne 24 est agencée entre la source 19 de fluide combustible et la conduite interne 18. Selon ce second exemple, le premier port d’entrée 24c est relié à la source 19 de fluide combustible et le port de sortie 24d est relié à la conduite interne 18, en particulier au tronçon d’entrée 18a.
La première vanne 24 permet de couper la circulation de fluide combustible dans la conduite interne 18. Toutefois, du fluide combustible est déjà présent dans la conduite interne 18 avant la fermeture de la première vanne 24. Ce fluide combustible stocké dans la conduite interne 18 peut s’enflammer en cas d’endommagement du système d’alimentation 21. Des modes de réalisation avantageux de l’invention vont maintenant être décrits pour réduire ce risque d’inflammation et améliorer encore le système de sécurité 21 de l’invention.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, le système de sécurité 21 comprend en outre un dispositif anti-feu. Le dispositif anti-feu peut être agencé entre la chambre de combustion 8 et la gaine externe 22. Ainsi, le fluide combustible restant dans la conduite interne 18 pourra s’enflammer mais le feu sera contenu grâce au dispositif anti-feu. Les risques d’inflammation et d’explosion sont réduits.
Selon un autre mode de réalisation de l’invention illustré sur la figure 6, le système de sécurité 21 comprend en outre une seconde vanne 24’.
La seconde vanne 24’ est hydraulique ou pneumatique. La seconde vanne 24’ est à commande pneumatique. La seconde vanne 24’ est de type normalement fermée.
La seconde vanne 24’ comprend un corps de vanne 24a’ délimitant une chambre interne 24b’ de circulation du fluide combustible. La seconde vanne 24’ comprend par ailleurs un port d’entrée 24c’ du fluide combustible et un port de sortie 24d’ du fluide combustible. Les premier port d’entrée 24c’ et de sortie 24d’ sont ménagés dans le corps de vanne 24a’ et débouchent dans la chambre interne 24b’. Le premier port d’entrée 24c’ est relié au passage interne 20 de la conduite interne 18. Le port de sortie 24d est relié au passage interne 18 de la conduite interne 18 ou à la chambre de combustion 8, notamment à l’injecteur. La seconde vanne 24’ comprend en outre un organe mobile entre une première position et une seconde position.
La seconde vanne 24’ comprend en outre un port de commande 24e’. Le port de commande 24e’ est relié fluidiquement à l’espace annulaire 23. Par exemple, une seconde ligne hydraulique de commande 25b relie le port de commande 24e’ de la seconde vanne 24’ à l’espace annulaire 23. Grâce à une telle liaison fluidique entre la seconde vanne 24’ et l’espace annulaire 23, sous l’effet de la variation de pression dans l’espace annulaire 23, l’organe mobile est déplacé dans le corps de vanne 24a’. Ainsi, l’organe mobile est déplacé de la première position à la seconde position lorsque la pression dans l’espace annulaire 23 est inférieure à la pression seuil.
La première position est une position d’ouverture de la seconde vanne 24’. La seconde vanne 24’ est maintenue dans la première position tant que la pression dans l’espace annulaire 23 est au moins égale à la pression seuil. Dans cette position, le port d’entrée 24c’ est en communication fluidique avec le port de sortie 24d’. Le fluide combustible est ainsi autorisé à circuler dans la seconde vanne 24’ et le passage interne 20.
Lorsque la pression dans l’espace annulaire 23 chute et devient inférieure à la pression seuil, l’organe mobile est déplacé dans la seconde position. C’est une position de fermeture de la seconde vanne 24’ vis-à-vis de la circulation du fluide combustible. Dans cette seconde position, la communication fluidique entre le port d’entrée 24c’ et le port de sortie 24d’ est fermée. Le fluide combustible ne peut circuler dans la seconde vanne 24’ et donc le passage interne 20.
Préférentiellement, la seconde vanne 24’ est à ressort de rappel 24f’. L’organe mobile est rappelé dans la seconde position par la force de rappel du ressort de rappel 24f’.
Préférentiellement, la gaine externe 22 est agencée entre les première et seconde vannes 24, 24’.
Selon un exemple de réalisation illustré sur la figure 6, la seconde vanne 24’ est montée autour de la conduite interne 18. Selon ce premier exemple, le port d’entrée 24c’ et port de sortie 24d’ sont reliés à la conduite interne 18, en particulier au tronçon de sortie 18c.
Selon un autre exemple de réalisation, la seconde vanne 24’ est située entre la conduite interne 18 et la chambre de combustion 8.
La seconde vanne 24’ permet de limiter la circulation du fluide restant dans la conduite interne 18. La seconde vanne 24’ permet donc de réduire le risque d’inflammation du fluide combustible. Par ailleurs, le fluide combustible pouvant s’échapper de la conduite interne 18 est chassé par le volume de gaz inerte de l’espace interne 23 libéré lors de l’endommagement du système d’alimentation 21 .
Selon un autre mode de réalisation illustré sur les figures 7 et 8, la première vanne 24 comprend en outre un second port d’entrée 24g d’un gaz inerte. Selon ce mode de réalisation, dans la seconde position de l’organe mobile, le port de sortie 24d communique avec le second port d’entrée 24g.
Selon un premier exemple de réalisation illustré sur la figure 7, le second port d’entrée 24g est relié fluidiquement à l’espace annulaire 23. Par exemple, une seconde ligne hydraulique 25a’ relie l’espace annulaire 23 au second port d’entrée 24g.
Selon un second exemple de réalisation illustré sur la figure 8, le second portée d’entrée 24g est relié fluidiquement à un réservoir 26 de gaz inerte. Le gaz inerte du réservoir 26 est identique ou avantageusement différent du gaz inerte de l’espace annulaire 23.
Selon ce mode de réalisation, lorsque la pression dans l’espace annulaire 23 chute et est inférieure à la pression seuil, l’organe mobile se déplace de la première position jusqu’à la seconde position. Dans cette seconde position, le second port d’entrée 24g de gaz inerte est en communication fluidique avec le port de sortie 24d. Le gaz inerte circule alors dans le passage interne 20 de la conduite interne 18. Le gaz inerte permet de chasser le volume de fluide combustible stocké dans la conduite interne 18 avant un endommagement de la conduite interne 18. Une telle configuration de la première vanne 24 selon ce mode de réalisation permet donc de réduire le risque d’inflammation du fluide combustible.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système d’alimentation (17) en fluide combustible d’une chambre de combustion (8) pour une turbomachine (4) d’aéronef (1 ), le système d’alimentation (17) comprenant :
- une conduite interne (18) s’étendant le long d’un axe (C) et comprenant un passage interne (20) de circulation du fluide combustible, caractérisé en ce que le système d’alimentation (17) comprend en outre :
- une gaine externe (22) agencée coaxialement autour de la conduite interne (18),
- un espace annulaire (23) délimité par la gaine externe (22) autour de la conduite interne (18), l’espace annulaire (23) étant destiné à être soumis à une pression seuil, et
- une première vanne (24) comprenant : un premier port d’entrée (24c) du fluide combustible, un port de sortie (24d) du fluide combustible relié fluidiquement au passage interne (20), un organe mobile entre une première position d’ouverture dans laquelle le premier port d’entrée (24c) est en communication fluidique avec le port de sortie (24d) et une seconde position de fermeture empêchant la communication fluidique entre le port d’entrée (24c) et le port de sortie (24d), et un port de commande (24e) relié fluidiquement à l’espace annulaire (23) de sorte à ce que l’organe mobile est déplacé de la première position à la seconde position lorsque la pression dans l’espace annulaire (23) est inférieure à la pression seuil.
2. Système d’alimentation selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la conduite interne (18) comprend un tronçon d’entrée (18a) du fluide combustible, un tronçon de sortie (18b) du fluide combustible, et un tronçon central (18c) situé selon l’axe (C) entre les tronçons d’entrée et de sortie (18a, 18b), la gaine externe (22) étant agencée autour du tronçon central (18c) et la première vanne (24) étant agencée entre le tronçon d’entrée (18a) et la gaine externe (22).
3. Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’espace annulaire (23) est rempli avec un gaz inerte tel que du diazote (N2).
4. Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pression seuil est comprise entre 1 bar et 120 bar.
5. Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend une seconde vanne (24’) comprenant : un port d’entrée (24c’) du fluide combustible, un port de sortie (24d’) du fluide combustible, un organe mobile entre une première position d’ouverture dans laquelle le port d’entrée (24c’) est en communication fluidique avec le port de sortie (24d’) et une seconde position de fermeture empêchant la communication fluidique entre le port d’entrée (24c’) et le port de sortie (24d’), et un port de commande (24e’) relié fluidiquement à l’espace annulaire (23) de sorte à ce que l’organe mobile est déplacé de la première position à la seconde position lorsque la pression dans l’espace annulaire (23) est inférieure à la pression seuil, la gaine externe (22) étant située entre les première et seconde vannes (24, 24’).
6. Système d’alimentation selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la première vanne (24) comprend un second port d’entrée (24g) d’un gaz inerte, le port de sortie (24d) étant en communication fluidique avec le second port d’entrée (24g) dans la seconde position de fermeture de la première vanne (24).
7. Système d’alimentation selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le second port d’entrée (24g) est relié fluidiquement à l’espace annulaire (23).
8. Système d’alimentation selon la revendication 6, caractérisé en ce que le second port d’entrée (24g) est relié fluidiquement à un réservoir (26) de gaz inerte.
9. Turbomachine (4) pour un aéronef (1 ), la turbomachine (4) s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) et comprenant d’amont en aval :
- un compresseur basse pression (6),
- un compresseur haute pression (7),
- une chambre de combustion (8),
- une turbine haute pression (9), et
- une turbine basse pression (10), caractérisée en ce que la turbomachine (4) comprend un système d’alimentation (17) selon l’une quelconque des revendications précédentes relié à la chambre de combustion (8).
10. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la chambre de combustion (8) comprend une enceinte annulaire (8a) et un injecteur (8b) débouchant dans l’enceinte annulaire (8a) et relié à la conduite interne (18).
EP23813820.0A 2022-11-21 2023-11-15 Systeme d'alimentation en fluide combustible d'une chambre de combustion Pending EP4623192A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2212123A FR3142224B1 (fr) 2022-11-21 2022-11-21 Systeme d’alimentation en fluide combustible d’une chambre de combustion
PCT/FR2023/051804 WO2024110721A1 (fr) 2022-11-21 2023-11-15 Systeme d'alimentation en fluide combustible d'une chambre de combustion

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4623192A1 true EP4623192A1 (fr) 2025-10-01

Family

ID=85122842

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP23813820.0A Pending EP4623192A1 (fr) 2022-11-21 2023-11-15 Systeme d'alimentation en fluide combustible d'une chambre de combustion

Country Status (3)

Country Link
EP (1) EP4623192A1 (fr)
FR (1) FR3142224B1 (fr)
WO (1) WO2024110721A1 (fr)

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4422675A (en) * 1981-07-29 1983-12-27 United Technologies Corporation Co-axial tube coupling
ITTO20120190A1 (it) * 2012-03-02 2013-09-03 Ansaldo Energia Spa Sistema di alimentazione di combustibile ad elevata sicurezza per un bruciatore di turbina a gas
GB201208586D0 (en) * 2012-05-16 2012-06-27 Rolls Royce Plc A heat exchanger
US20150323188A1 (en) * 2014-05-06 2015-11-12 Solar Turbines Incorporated Enclosed gas fuel delivery system
EP3971458B1 (fr) * 2020-09-22 2025-02-05 The Boeing Company Systèmes de transport de fluides à double paroi et procédés associés

Also Published As

Publication number Publication date
FR3142224A1 (fr) 2024-05-24
WO2024110721A1 (fr) 2024-05-30
FR3142224B1 (fr) 2024-10-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2952914C (fr) Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante
EP2026006B1 (fr) Turbomachine avec diffuseur
CA2719472C (fr) Dispositif et procede d'equilibrage de pression dans une enceinte palier de turboreacteur
EP4256189B1 (fr) Ensemble pour turbomachine d'aeronef comprenant une vanne passive de contournement d'un echangeur de chaleur carburant / huile
EP0374004A1 (fr) Vanne de décharge de compresseur de turboréacteur
EP2864620B1 (fr) Turbopompe
WO2022090654A1 (fr) Dispositif de pressurisation d'une enceinte aval de turbomachine et turbomachine correspondante
WO2024110721A1 (fr) Systeme d'alimentation en fluide combustible d'une chambre de combustion
FR3059718B1 (fr) Dispositif hydromecanique de coupure a hysteresis pour systeme de lubrification de turbomachine
EP3329108B1 (fr) Isolation d'un reservoir de turbomachine d'aeronef en cas d'incendie par fermeture d'une vanne sensible a la liberation d'un agent extincteur
FR3142225A1 (fr) Systeme d’alimentation en fluide combustible d’une chambre de combustion
EP4455021A1 (fr) Aéronef comprenant au moins un dispositif d'alimentation en hydrogène équipé d'au moins un système d'évacuation de gaz en cas de fuite
FR3094045A1 (fr) Turbomachine comprenant une conduite de contournement pour des fluides de nettoyage
EP3835569B1 (fr) Dispositif d'allumage pour moteur-fusée
FR3155029A1 (fr) Turbomachine pour aeronef
FR3130758A1 (fr) Ensemble propulsif pour un aéronef
FR3143064A1 (fr) Turbomachine pour aeronef
FR3143063A1 (fr) Carter haute pression pour une turbomachine d’aeronef
FR3063345A1 (fr) Dispositif de test d'une turbomachine a gaz pour aeronef
FR3155030A1 (fr) Turbomachine pour aeronef
WO2026052918A1 (fr) Module pour une turbomachine d'aeronef
FR3071550A1 (fr) Chambre annulaire de combustion
WO2025242992A1 (fr) Module pour une turbomachine d'aéronef avec circuit d'alimentation en huile de l'enceinte de lubrification
FR3162463A1 (fr) Module pour une turbomachine d’aeronef
BE1026196B1 (fr) Réservoir d'huile a cartouches pour turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

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

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

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

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

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20250521

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)