FR2673705A1 - Combustion chamber of a turbine engine equipped with an anti-coking device for the bottom of said chamber - Google Patents
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Abstract
Description
On connait déjà, par exemple par FR-A-2 336 555, une chambre de combustion de turbo-machine qui comprend : un axe principal d'écoulement des gaz à l'intérieur de la chambre de combustion ; un fond comportant une paroi évasée vers l'intérieur de ladite chambre de combustion ; un ensemble d'injection de carburant monté sur ledit fond et comportant notamment des orifices de refoulement de carburant ; un dispositif d'admission primaire de comburant à l'intérieur de la chambre de combustion, entourant ledit ensemble d'injection de carburant ; un conduit tubulaire disposé entre la paroi évasée du fond et l'ensemble d'injection de carburant et délimitant une chambre auxiliaire qui contient l'ensemble d'injection de carburant et qui débouche dans ladite chambre de combustion ; et, un ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant à l'intérieur de la chambre auxiliaire. There is already known, for example from FR-A-2 336 555, a turbo-machine combustion chamber which comprises: a main axis of gas flow inside the combustion chamber; a bottom comprising a wall flared towards the inside of said combustion chamber; a fuel injection assembly mounted on said bottom and comprising in particular fuel delivery orifices; a primary oxidizer intake device inside the combustion chamber, surrounding said fuel injection assembly; a tubular conduit disposed between the flared bottom wall and the fuel injection assembly and delimiting an auxiliary chamber which contains the fuel injection assembly and which opens into said combustion chamber; and, an auxiliary set of oxidant intake ports inside the auxiliary chamber.
Dans cette réalisation connue, l'ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant est réalisé dans une pièce distincte du conduit tubulaire, ce qui aboutit à un alourdissement et à une complexité excessifs de la chambre de combustion. In this known embodiment, the auxiliary set of oxidant intake orifices is produced in a separate part from the tubular conduit, which results in excessive weighting and complexity of the combustion chamber.
L'invention entend remédier à ces inconvénients en prévoyant que l'ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant comprenne une pluralité d'orifices qui traversent la paroi dudit conduit tubulaire. The invention intends to remedy these drawbacks by providing that the auxiliary set of oxidant intake orifices comprises a plurality of orifices which pass through the wall of said tubular conduit.
Les avantageuses dispositions suivantes sont en outre de préférence adoptées
- l'ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant est contenu dans une zone transversale, par rapport audit axe principal d'écoulement des gaz, dans laquelle est disposé le dispositif d'admission primaire de comburant
- l'ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant est disposé en amont desdits orifices de refoulement de carburant par rapport à l'axe principal d'écoulement des gaz
- le conduit tubulaire s'étend longitudinalement au-delà de l'extrémité de l'ensemble d'injection de carburant par rapport audit ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant
- le conduit tubulaire présente, sensiblement à partir de la zone transversale contenant les orifices de refoulement de carburant, une forme évasée vers l'intérieur de la chambre de combustion
- l'ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant comporte une pluralité d'orifices, dont les axes sont contenus sensiblement dans un même plan transversal perpendiculaire à l'axe principal d'écoulement des gaz
- lesdits orifices sont sensiblement cylindriques, l'axe de chaque orifice étant incliné par rapport à un rayon passant par l'axe du conduit tubulaire et par l'ouverture de cet orifice la plus éloignée dudit axe du conduit tubulaire
- le conduit tubulaire comporte, en amont de l'ensemble auxiliaire d'orifices d'admission de comburant, une partie cylindrique, cependant que l'ensemble d'injection de carburant possède une protubérance externe partiellement sphérique, qui coopère avec ladite partie cylindrique du conduit tubulaire pour le maintien en position et pour le centrage dudit ensemble d'injection de carburant.The following advantageous arrangements are also preferably adopted
the auxiliary set of oxidant intake orifices is contained in a transverse zone, with respect to said main axis of gas flow, in which the primary oxidant intake device is disposed
the auxiliary assembly of oxidizer intake orifices is disposed upstream of said fuel delivery orifices relative to the main axis of gas flow
- The tubular conduit extends longitudinally beyond the end of the fuel injection assembly relative to said auxiliary set of oxidant intake orifices
- the tubular duct has, substantially from the transverse zone containing the fuel delivery orifices, a flared shape towards the inside of the combustion chamber
the auxiliary set of oxidant intake orifices comprises a plurality of orifices, the axes of which are contained substantially in the same transverse plane perpendicular to the main axis of gas flow
- Said orifices are substantially cylindrical, the axis of each orifice being inclined relative to a radius passing through the axis of the tubular conduit and through the opening of this orifice farthest from said axis of the tubular conduit
- The tubular conduit comprises, upstream of the auxiliary assembly of oxidant inlet orifices, a cylindrical part, while the fuel injection assembly has a partially spherical external protuberance, which cooperates with said cylindrical part of the tubular conduit for holding in position and for centering said fuel injection assembly.
L'avantage principal de l'invention réside dans la simplicité et la légèreté de la solution, son efficacité étant bien entendu conservée. The main advantage of the invention lies in the simplicity and lightness of the solution, its effectiveness being of course retained.
L'invention sera mieux comprise, et des caractéristiques secondaires et leurs avantages apparaîtront au cours de la description d'une réalisation donnée ci-dessous à titre d'exemple. The invention will be better understood, and secondary characteristics and their advantages will appear during the description of an embodiment given below by way of example.
Il est entendu que la description et les dessins ne sont donnés qu'à titre indicatif et non limitatif. It is understood that the description and the drawings are given for information only and are not limiting.
Il sera fait référence aux dessins annexés dans lesquels
- la figure 1 est une coupe axiale d'une chambre de combustion conforme à l'invention, et
- la figure 2 est une section, suivant II-II de la figure 1, uniquement du conduit tubulaire de la chambre de combustion.Reference will be made to the accompanying drawings in which
FIG. 1 is an axial section of a combustion chamber according to the invention, and
- Figure 2 is a section along II-II of Figure 1, only of the tubular conduit of the combustion chamber.
La chambre de combustion de turbine à gaz représentée sur la figure 1 est du type annulaire, bien que l'invention reçoie également application aux chambres de combustion multiples de type tubulaire, et comporte
- un axe longitudinal 1,
- une paroi longitudinale externe 2 et une paroi longitudinale interne 3 reliées par un fond transversal 4.The gas turbine combustion chamber shown in FIG. 1 is of the annular type, although the invention also applies to multiple combustion chambers of the tubular type, and comprises
- a longitudinal axis 1,
an external longitudinal wall 2 and an internal longitudinal wall 3 connected by a transverse bottom 4.
Ce fond 4 comporte lui-même
- une première paroi externe transversale 5, inclinée par rapport à la direction de l'axe longitudinal 1
- une deuxième paroi interne transversale 6, également inclinée par rapport à la direction de l'axe longitudinal 1 et qui a une lisière commune (non visible sur les dessins) avec la première paroi externe transversale 5, sauf aux emplacements, comme celui représenté sur la figure 1, où un bol 7, tronconique, évasé dans le sens de la flèche F qui schématise l'axe principal d'écoulement des gaz à l'intérieur 8 de la chambre de combustion, est fixé auxdites première paroi externe transversale 5 et deuxième paroi interne transversale 6 afin de coopérer à l'injection de carburant ;;
- un conduit tubulaire 9, qui est fixé sur chaque bol tronconique 7 en ayant son axe 10 confondu avec l'axe du tronc de cône du bol 7 et qui, dans sa partie amont, présente un alésage cylindrique 11 de diamètre D11
- un conduit de carburant 12, dont la partie terminale 13 est généralement cylindrique d'axe 10, qui est muni d'une extrémité 14 l'obturant et d'orifices transversaux 15, d'axes 15A contenus dans un même plan transversal 16 perpendiculaire à la direction de la flèche F-et sensiblement radiaux par rapport à la flèche F, et qui comporte en outre, en amont des orifices 15, une protubérance 17 dont la périphérie axiale 17A est partiellement sphérique, de diamètre, au jeu de montage près, égal au diamètre D11 de l'alésage 11, cette protubérance 17 étant introduite à l'intérieur du conduit tubulaire 9 de manière que la partie partiellement sphérique 17A maintienne en position par rapport au conduit tubulaire 9 et au bol 7 le conduit de carburant 12 et assure le centrage de sa partie terminale 13, tout en en permettant de légers pivotements.This background 4 itself comprises
- A first transverse external wall 5, inclined relative to the direction of the longitudinal axis 1
- a second transverse internal wall 6, also inclined with respect to the direction of the longitudinal axis 1 and which has a common edge (not visible in the drawings) with the first transverse external wall 5, except at the locations, like that shown in FIG. 1, where a bowl 7, frustoconical, flared in the direction of arrow F which diagrams the main axis of gas flow inside 8 of the combustion chamber, is fixed to said first transverse external wall 5 and second transverse internal wall 6 in order to cooperate in the injection of fuel;
- A tubular conduit 9, which is fixed to each frustoconical bowl 7 having its axis 10 coincides with the axis of the truncated cone of the bowl 7 and which, in its upstream part, has a cylindrical bore 11 of diameter D11
- A fuel line 12, the end portion 13 of which is generally cylindrical with an axis 10, which is provided with an end 14 closing it and transverse orifices 15, with axes 15A contained in the same transverse plane 16 perpendicular in the direction of the arrow F - and substantially radial with respect to the arrow F, and which further comprises, upstream of the orifices 15, a protuberance 17 whose axial periphery 17A is partially spherical, of diameter, apart from the assembly clearance , equal to the diameter D11 of the bore 11, this protuberance 17 being introduced inside the tubular conduit 9 so that the partially spherical part 17A maintains in position relative to the tubular conduit 9 and to the bowl 7 the fuel conduit 12 and ensures the centering of its end portion 13, while allowing slight pivoting.
De manière classique, la paroi arrière 18 du bol tronconique 7 est raccordée aux première (5) et deuxième (6) parois transversales de la chambre de combustion 8 et délimite une enceinte amont 19, qui communique, d'une part, par des orifices 20 traversant la paroi arrière 18 avec une source de comburant comprimé, non représentée, constituée généralement par un compresseur d'air, d'autre part, par une couronne d'aubes 21, avec l'intérieur 8 de la chambre de combustion, et enfin, directement par des orifices 22 traversant la paroi tronconique du bol 7 avec l'intérieur 8 de la chambre de combustion. Conventionally, the rear wall 18 of the frustoconical bowl 7 is connected to the first (5) and second (6) transverse walls of the combustion chamber 8 and delimits an upstream enclosure 19, which communicates, on the one hand, through orifices 20 passing through the rear wall 18 with a source of compressed oxidizer, not shown, generally constituted by an air compressor, on the other hand, by a ring of vanes 21, with the interior 8 of the combustion chamber, and finally, directly through orifices 22 passing through the frustoconical wall of the bowl 7 with the interior 8 of the combustion chamber.
Les flèches H, J, K, L schématisent les passages du comburant comprimé à travers les orifices 20, la couronne d'aubes 21, au-delà de la couronne 21 à l'intérieur de la chambre 8, et à travers les orifices 22, respectivement. The arrows H, J, K, L schematize the passages of the compressed oxidant through the orifices 20, the crown of blades 21, beyond the crown 21 inside the chamber 8, and through the orifices 22 , respectively.
L'extrémité interne 23 du conduit tubulaire 9, qui constitue le prolongement de l'alésage cylindrique 11, est évasée dans le sens de la flèche F et s'étend jusqu'à un plan transversal 24, perpendiculaire à la flèche F, situé au-delà du plan transversal 25, perpendiculaire à la flèche F et contenant la face externe 14A de la paroi d'extrémité 14. Sensiblement dans la zone de raccordement de l'extrémité interne 23 avec l'alésage cylindrique 11, la paroi du conduit tubulaire 9 est traversée par des orifices auxiliaires 27 d'admission de comburant comprimé à l'intérieur de la zone 26 du conduit tubulaire 9 qui contient la partie terminale 13 du conduit de carburant 12. Les flèches M représentent le trajet suivi par le comburant comprimé qui traverse les orifices 27 et pénètre dans la zone 26. Le plan 27B contenant les axes 27A des orifices 27 est situé en amont, par rapport au sens F d'écoulement de gaz, du plan 16 contenant les axes 15A des orifices 15 d'injection de carburant. The internal end 23 of the tubular conduit 9, which constitutes the extension of the cylindrical bore 11, is flared in the direction of the arrow F and extends to a transverse plane 24, perpendicular to the arrow F, located at beyond the transverse plane 25, perpendicular to the arrow F and containing the external face 14A of the end wall 14. Significantly in the zone of connection of the internal end 23 with the cylindrical bore 11, the wall of the tubular conduit 9 is crossed by auxiliary orifices 27 for admission of compressed oxidant inside the zone 26 of the tubular conduit 9 which contains the end portion 13 of the fuel conduit 12. The arrows M represent the path followed by the compressed oxidizer which crosses the orifices 27 and enters the zone 26. The plane 27B containing the axes 27A of the orifices 27 is situated upstream, with respect to the direction F of gas flow, of the plane 16 containing the axes 15A of the orifices 15 of inje fuel ction.
La couronne d'aubes 21 est contenue entre deux plans transversaux 21A et 21B, perpendiculaires à la direction de la flèche F, cependant que les orifices auxiliaires 27 sont eux-mêmes également contenus entre les deux dits plans, et sont donc disposés en regard des aubes de la couronne 21. The crown of vanes 21 is contained between two transverse planes 21A and 21B, perpendicular to the direction of the arrow F, while the auxiliary orifices 27 are themselves also contained between the two said planes, and are therefore arranged opposite the crown vanes 21.
Enfin, ces orifices auxiliaires 27, cylindriques, ont leurs axes 27A sensiblement contenus dans le plan transversal 27B, perpendiculaire à la direction de la flèche F, chaque axe 27A étant incliné d'un angle aigu T par rapport à la direction radiale moyenne R passant par l'axe 10 et par le centre 28 de l'ouverture 29 par laquelle ledit orifice auxiliaire 27 débouche dans la partie de la chambre de combustion 8 comprise entre le bol tronconique 7 et le conduit tubulaire 9. L'angle T est choisi de manière que les trajets des gaz comprimés qui traversent les orifices auxiliaires 27 débouchent hors desdits orifices auxiliaires dans la zone 26 sensiblement tangentiellement à la face interne de révolution 30 du conduit tubulaire 9, engendrant ainsi un mouvement tourbillonnaire turbulent à l'intérieur de ladite zone 26. Finally, these auxiliary cylindrical orifices 27 have their axes 27A substantially contained in the transverse plane 27B, perpendicular to the direction of the arrow F, each axis 27A being inclined at an acute angle T relative to the mean radial direction R passing by the axis 10 and by the center 28 of the opening 29 through which said auxiliary orifice 27 opens into the part of the combustion chamber 8 between the frustoconical bowl 7 and the tubular conduit 9. The angle T is chosen to so that the paths of the compressed gases which pass through the auxiliary orifices 27 open out of said auxiliary orifices in the zone 26 substantially tangentially to the internal face of revolution 30 of the tubular conduit 9, thus generating a turbulent swirling movement inside said zone 26 .
A noter que de manière préférée, les aubes de la couronne 21 sont également inclinées par rapport à leurs directions radiales respectives associées, dans le même sens que les axes 27A des orifices auxiliaires 27. It should be noted that, preferably, the blades of the crown 21 are also inclined with respect to their respective associated radial directions, in the same direction as the axes 27A of the auxiliary orifices 27.
Les dispositions représentées permettent la réalisation d'un bouclier thermique -l'extrémité interne 23 du conduit tubulaire 9entre la partie terminale 13 du conduit de carburant 12, munies des orifices 15 d'injection de carburant, et le bol tronconique 7. The arrangements shown allow a heat shield to be produced - the internal end 23 of the tubular duct 9 between the end portion 13 of the fuel duct 12, provided with the fuel injection orifices 15, and the frustoconical bowl 7.
Le comburant comprimé qui traverse les aubes de la couronne 21, puis les orifices auxiliaires 27 disposés en regard des dites aubes, est animé d'un mouvement turbulent puissant dû à l'inclinaison des aubes et des axes 27A des orifices auxiliaires 27 et sous l'effet de sa pression, pulvérise avec efficacité les jets de carburant traversant les orifices 15 et expulse les fines gouttelettes de carburant hors de la zone 26 vers et à l'intérieur 8 de la chambre de combustion, sans qu'il y ait dépôt de carburant ni sur la partie terminale 13 du conduit de carburant, ni sur la paroi du bol tronconique 7, évitant ainsi tout risque de cokéfaction du carburant sur lesdites pièces. Les positions relatives des orifices 15 et 27, de la paroi d'extrémité 14 du conduit de carburant et du plan 24 contenant la tranche d'extrémité de l'extrémité évasée 23 du conduit tubulaire, aussi bien que la forme évasée de cette extrémité 23, et, bien entendu, que la forme tronconique du bol 7 coopèrent à la suppression de la cokéfaction et du mauvais fonctionnement constatés des chambres de combustion antérieurement connues.The compressed oxidizer which crosses the blades of the crown 21, then the auxiliary orifices 27 arranged opposite said blades, is animated by a powerful turbulent movement due to the inclination of the blades and axes 27A of the auxiliary orifices 27 and under the effect of its pressure, effectively sprays the fuel jets passing through the orifices 15 and expels the fine fuel droplets out of the zone 26 towards and inside 8 of the combustion chamber, without any deposit of fuel neither on the end portion 13 of the fuel conduit, nor on the wall of the frustoconical bowl 7, thus avoiding any risk of coking of the fuel on said parts. The relative positions of the orifices 15 and 27, of the end wall 14 of the fuel conduit and of the plane 24 containing the end edge of the flared end 23 of the tubular conduit, as well as the flared shape of this end 23 , and, of course, that the frustoconical shape of the bowl 7 cooperate in eliminating the coking and the malfunction observed from the previously known combustion chambers.
L'invention n'est pas limitée à la réalisation décrite, mais en couvre au contraire toutes les variantes qui pourraient lui être apportées sans sortir de son cadre, ni de son esprit. The invention is not limited to the embodiment described, but on the contrary covers all the variants which could be made to it without departing from its scope or its spirit.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9102647A FR2673705A1 (en) | 1991-03-06 | 1991-03-06 | Combustion chamber of a turbine engine equipped with an anti-coking device for the bottom of said chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| FR9102647A FR2673705A1 (en) | 1991-03-06 | 1991-03-06 | Combustion chamber of a turbine engine equipped with an anti-coking device for the bottom of said chamber |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2673705A1 true FR2673705A1 (en) | 1992-09-11 |
| FR2673705B1 FR2673705B1 (en) | 1994-12-16 |
Family
ID=9410379
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9102647A Granted FR2673705A1 (en) | 1991-03-06 | 1991-03-06 | Combustion chamber of a turbine engine equipped with an anti-coking device for the bottom of said chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2673705A1 (en) |
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| FR2673705B1 (en) | 1994-12-16 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CD | Change of name or company name | ||
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20101130 |