FR2779807A1 - Chambre de combustion de turbine a gaz a geometrie variable - Google Patents
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Abstract
- La présente invention concerne une chambre de combustion de turbine à gaz comprenant au moins une zone (11) dite de combustion-pilote dans laquelle débouchent au moins un premier moyen (3) d'injection de carburant pilote et un premier moyen (4) d'injection de comburant associé; une zone (12) de combustion principale dans laquelle débouchent au moins un deuxième moyen (7) d'injection principale de carburant et un deuxième moyen (8) d'injection de comburant associé, l'ensemble étant maintenu sous une pression P1 à l'intérieur d'une enceinte (14). - Conformément à l'invention, ladite chambre comprend en outre un moyen mécanique (15-19) de régulation du deuxième débit de comburant, qui réagit à la différence de pression entre l'intérieur (P1) et la pression atmosphérique (Po) à l'extérieur de l'enceinte (14), ladite différence de pression étant directement liée au régime-moteur.
Description
La présente invention concerne le domaine des turbines à gaz et plus
particulièrement des chambres de combustion associées à de telles turbines. L'un des problèmes à l'origine de la présente invention a trait à la pollution engendrée par le fonctionnement de ces turbines. Plus précisément, les émissions d'oxydes d'azote (NOx) et de monoxyde de carbone (CO) doivent être réduites car ce sont les plus nocives pour l'environnement. Par ailleurs des normes assez sévères, sont ou vont être en vigueur
dans la plupart des pays industrialisés.
Les oxydes d'azote (NOx) sont surtout des oxydes d'azote thermiques qui se forment à haute température, c'est-à-dire au-delà de 1700 K dans des chambres de combustion de turbines à gaz o les fumées ont des temps de
seéjour generalement compris entre 2 et 10 millisecondes.
Le monoxyde de carbone (CO) est, quant à lui, formé à plus basse
température (< 1600 K), par combustion incomplète du carburant.
Ainsi, la plage de température optimale pour avoir des émissions réduites à la fois en NOx et en CO se situe entre environ 1650 K et 1750 K. La figure 1 illustre, par des courbes (CO et NOx) les émissions respectives de monoxyde de carbone et d'oxydes d'azote en fonction de la température T (en K) dans les conditions de fonctionnement d'une chambre de
combustion d'une turbine à gaz.
Les émissions de NOx et de CO sont ainsi directement reliées à la
richesse du mélange air-carburant dans la chambre de combustion; c'est-à-
dire au rapport entre le débit d'air et le débit de carburant. Sachant que la richesse du mélange doit être imposée, si l'on cherche à opérer dans une certaine plage de températures, telle que celle évoquée ci- dessus, la température adiabatique de flamme du mélange variera approximativement
proportionnellement à la richesse.
De façon connue et conventionnelle, le débit de carburant est le seul paramètre permettant de contrôler le régime de fonctionnement de la turbine. Il s'ensuit que pour un débit de carburant donné, le débit d'air est parfaitement fixé à une valeur dépendant uniquement des caractéristiques de la machine et en particulier des sections de passage dans le foyer. Par
suite, la richesse est totalement déterminée.
Cependant, la plage de richesses permettant de respecter la plage de i O10 température définie ci-dessus ne correspond pas toujours à la richesse
imposée par la courbe de fonctionnement de la machine.
Plusieurs concepts sont envisageables pour remédier à ce problème.
L'un consiste à réaliser une combustion sur plusieurs étages, allumés successivement. Cette solution connue est illustrée par la figure 2 o l'on voit une chambre de combustion ayant un étage pilote suivi de deux autres étages ayant chacun une entrée d'air et une entrée de carburant tel que du gaz naturel par exemple. Il s'agit alors de réaliser la combustion sur chaque étage successivement, et en fonction de la puissance totale demandée. La combustion-pilote est quant à elle, réalisée quel que soit le régime. Cette solution permet théoriquement d'obtenir des richesses acceptables dans les étages allumés, pour chaque régime moteur, si l'on dispose d'un nombre d'étages suffisant. L'inconvénient majeur est qu'elle nécessite un circuit d'alimentation en carburant complexe, d'o des problèmes de fiabilité, de
régulation et surtout de coût.
Un autre concept pour obtenir des chambres de combustion opérant sur une plage de température déterminée, consiste à l'équiper d'un ensemble de volets, clapets ou autres moyens d'obturation permettent de contrôler le débit d'air dans le foyer. Bien entendu, la commande et
l'actionnement de tels éléments est complexe, délicat à mettre en oeuvre.
L'ensemble est en outre coûteux.
La présente invention vise donc à proposer une solution fiable, simple au problème de la régulation de la richesse dans une chambre de
combustion d'une turbine à gaz.
L'objet de ce contrôle est de pouvoir réaliser une combustion dans une plage de température optimale vis-à-vis notamment des émissions de
monoxyde de carbone, et d'oxydes d'azote.
La présente invention permet ainsi une régulation automatique du débit d'air de combustion. Un asservissement mécanique est avantageusement réalisé grâce à un nombre très limité de pièces mécaniques. L'invention a pour objet une chambre de combustion de turbine à gaz comprenant au moins une zone dite d'injection-pilote dans laquelle débouchent au moins un premier moyen d'injection de carburant pilote et un premier moyen d'injection de comburant associé; une zone de combustion principale dans laquelle débouchent au moins un deuxième moyen d'injection principale de carburant et un deuxième moyen d'injection de comburant associé, I'ensemble étant maintenu sous une pression P1 à
l'intérieur d'une enceinte.
Selon l'invention, ladite chambre de combustion comprend en outre un moyen mécanique de régulation du deuxième débit de comburant, qui réagit à la différence de pression entre l'intérieur (P1) et la pression atmosphérique (Po) à l'extérieur de l'enceinte, ladite différence de pression
étant directement liée au régime-moteur.
Plus précisément, ledit moyen de régulation comprend au moins un élément d'obturation qui obture plus ou moins les deuxièmes arrivées d'air dans la chambre de combustion, plusieurs tiges de liaison entre les éléments d'obturation et un élément de support, un élément de compression, un soufflet d'étanchéité placé autour de l'élément de compression délimitant avec l'élément de support le volume à pression atmosphérique (Po) vis-à-vis
de l'enceinte sous pression (Pi).
De façon particulière, le premier moyen d'injection de carburant et le premier moyen d'injection de comburant sont disposés sensiblement à
proximité de l'axe longitudinal (XX') de la chambre de combustion.
Selon un arrangement spécifique de l'invention, le deuxième moyen d'injection principale de carburant et le deuxième moyen d'injection de comburant sont disposés sur une circonférence, en aval de la zone de
combustion pilote relativement au sens de propagation de la flamme.
En outre, la chambre de combustion selon l'invention comprend un troisième moyen d'injection de comburant qui débouche, dans la chambre de combustion, en aval du deuxième moyen d'injection de comburant
relativement au sens de propagation de la flamme.
Par ailleurs, le moyen de régulation du deuxième débit de comburant permet de réguler le débit du troisième moyen d'injection d'air (fonction de by-pass). L'élément de compression peut comprendre un empilage de rondelles
ou bien des ressorts.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la chambre comprend trois zones de regroupement des deuxième moyen d'injection principal de carburant (7) et d'injection principal de comburant (8), chaque zone étant
angulairement espacée de 120 C.
L'invention sera mieux comprise, d'autres avantages, particularités et
détails apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, faite à titre
illustratif et nullement limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquels: - La figure 3 est une coupe longitudinale d'une chambre de combustion selon un mode de réalisation de l'invention; - La figure 4 est une coupe longitudinale de la chambre de combustion de
la figure 3, dans une autre position de fonctionnement.
Sur la figure 3, le foyer 1 est délimité par une virole interne 2 qui présente ici deux diamètres différents: le plus petit diamètre renferme la zone de la combustion-pilote 11 tandis que la zone de plus grand diamètre
12 est celle o se développe la combustion principale.
La zone 11 de combustion-pilote assure la combustion au ralenti et la combustion peut y être maintenue pendant les autres régimes de
1 5 fonctionnement.
Au niveau de la zone 11 débouchent respectivement des injecteurs 3 de carburant tel que par exemple du gaz naturel et des injecteurs ou des
entrées d'air 4.
Un fond 5 est prévu pour délimiter la zone 11. Les arrivées de carburant 3 et d'air 4 sont situées près du fond 5, circonférentiellement, et
non loin de l'axe longitudinal XX' de la chambre. La zone de combustion-
pilote 11 est une zone de stabilité de la flamme, ou une flamme existe
quelles que soient les conditions de fonctionnement.
Des ailettes 6 de mise en rotation de l'air peuvent être prévues au
niveau des arrivées d'air 4.
Les injecteurs de carburant 3 peuvent être implantés dans ces ailettes
sans sortir du cadre de l'invention.
A l'intérieur de la zone 11 règne une pression donnée P1, de même que dans la zone 12, La zone 12 présente donc un diamètre plus grand que celui de la
zone 11: c'est là qu'est opérée la combustion principale.
Ainsi un deuxième moyen d'injection de carburant 7 est disposé à la limite entre les zones 11 et 12. De même un deuxième moyen d'injection d'air 8 est situé à proximité du deuxième injecteur de carburant 7. Des ailettes 9 peuvent en outre être disposées au niveau des injecteurs 8. Les moyens 7, 8 et 9 sont situés sur une circonférence de la virole 2, et plusieurs groupements peuvent être prévus. Ici trois groupements sont prévus, chacun
angulairement espacé de 120 .
En outre de l'air dit "de dilution" c'est-à-dire ne participant pas à la combustion ni au refroidissement des parois peut être introduit dans la virole
2, en aval de la zone de combustion 12, via des orifices appropriés 22.
L'alimentation générale en air se fait par un espace annulaire 13 délimité par la virole 2 et une enveloppe extérieure 14. Une pression P2 regne dans cet espace; cette pression est légèrement supérieure à la pression P1, la différence étant due aux pertes de charge créés par les
différents orifices d'entrée d'air.
Au niveau des arrivées d'air 8, la présente invention prévoit un moyen de régulation du débit, qui réagit à la différence de pression entre l'espace annulaire (P2) et l'extérieur de l'enceinte 14 ou règne une pression Po
(- pression atmosphérique).
Lorsque le régime de la turbine augmente, la pression P2 augmente et la pression Po ne varie pas; de la sorte, la différence de pression (P2-Po) augmente et le moyen de régulation réagit en autorisant une plus grande
ouverture des arrivées d'air 8.
Plus précisément, le moyen de régulation comprend une virole 15 susceptible de coulisser selon l'axe XX' devant les ouvertures 8 (préférentiellement équipées d'ailettes 9) et permettant donc une variation
de la section de passage de l'air.
Des ouvertures correspondantes sont prévues dans la virole 15, en
regard des ouvertures 8 de la virole 2.
La virole 15 est fixée, par tout moyen connu en soi, à l'extrémité inférieure de plusieurs tiges 16. A leur autre extrémité, les tiges 16 portent une plaque-support 17 qui est elle-même liée à un élément de compression 18. Un empilement de rondelles coniques ou des ressorts peuvent être
prévus à cet effet.
Un soufflet 19 ou autre moyen d'étanchéité est par ailleurs prévu autour de l'élément de compression 18. Le soufflet 19 est une séparation entre le volume intérieur de la chambre de combustion, o règne les
pressions P2 et P1, et le volume extérieur o règne la pression Po.
Par ailleurs, la virole 15 peut être munie d'ouvertures additionnelles qui mettent en communication l'espace 13 et un espace annulaire 21 intérieur à la virole 2. Pour ce faire une virole additionnelle 20, coaxiale à la
virole 2 est prévue sur une partie de la hauteur de la virole 2.
La virole 20 peut présenter une hauteur qui correspond à la zone 12 de combustion. Sur cette hauteur, I'air issu des ouvertures 10 et qui transite dans l'espace annulaire 21, va permettre de rejeter de l'air en aval de la zone de combustion 12 tout en refroidissant les parois de ladite zone de combustion 12. On peut ainsi maintenir une richesse acceptable au sein du foyer principal quel que soit le régime. L'effet principal du by-pass 21 est de limiter la décroissance de la richesse dans le foyer 1, notamment à régime partiel. Ainsi, les ouvertures 10 sont conçues de telle sorte qu'à pleine charge, aucun air ne les traverse (cas de la figure 4), tandis qu'à charge partielle ou faible, de l'air passe dans l'espace 21 afin d'être rejeté en aval de
la zone de combustion 12 tout en refroidissant la paroi de la virole 2.
Le fonctionnement de l'ensemble qui vient d'être décrit peut être résumé de la façon suivante, en comparant respectivement les figures 3 et 4. En effet, sur la figure 3 la position des différents éléments correspond à un fonctionnement à environ 50 % de la puissance maximale. Sur la figure
4, est schématisé l'appareil tel qu'il fonctionne à 100 % de sa puissance.
Lorsqu'une puissance faible est requise (régimes de ralenti), la pression relative (P2- Po) entre l'espace annulaire 13 et l'extérieur de la
virole 14, permet une ouverture limitée des arrivées d'air 8.
Simultanément, les ouvertures 10 sont plutôt largement ouvertes de sorte que de l'air peut traverser l'espace 21 et refroidir la paroi 20, sans participer à la combustion dans la zone 12. On peut ainsi maintenir une
richesse acceptable dans celle-ci et éviter de fortes émissions de CO.
Lorsque la turbine fonctionne à pleine charge, la pression relative (P2-
Po) est plus importante que dans le cas qui vient d'être évoqué, de sorte que la virole 15 est soulevée et découvre plus largement les ouvertures 8. Un
important débit d'air peut alors pénétrer dans la chambre de combustion 12.
Simultanément les ouvertures 10 sont fermées ce qui empêche l'air de venir dans l'espace annulaire 21. Une grande quantité d'air est ainsi injectée directement dans la zone de combustion principale 12, ce qui limite la
richesse maximale et évite la formation de NO.
Ainsi il apparaît que la chambre de combustion selon l'invention ne necessite pas de dispositif mecanique spécifique de régulation des arrivees d'air. La régulation se fait ici d'elle-même, par la pression relative dans la
chambre de combustion et donc en fonction du régime-moteur.
Claims (7)
1) Chambre de combustion de turbine à gaz comprenant au moins une zone (11) dite de combustion-pilote dans laquelle débouchent au moins un premier moyen (3) d'injection de carburant pilote et un premier moyen (4) d'injection de comburant associé; une zone (12) de combustion principale dans laquelle débouchent au moins un deuxième moyen (7) d'injection principale de carburant et un deuxième moyen (8) d'injection de comburant associé, I'ensemble étant maintenu sous une pression P1 à l'intérieur d'une enceinte (14), caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un moyen mécanique (15, 16, 17, 18, 19) de régulation du deuxième débit de comburant, qui réagit à la différence de pression entre l'intérieur (P1) et la pression atmosphérique (Po) à l'extérieur de l'enceinte (14), ladite différence
de pression étant directement liée au régime-moteur.
2) Chambre de combustion selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit moyen de régulation comprend au moins un élément d'obturation (15) qui obture plus ou moins les deuxièmes arrivées de comburant (8) dans la chambre de combustion, plusieurs tiges de liaison (16) entre les éléments d'obturation et un élément de support (17), un élément de compression (18), un soufflet d'étanchéité (19) placé autour de I'élément de compression (18) et délimitant avec l'élément de support (17) le volume à pression atmosphérique (Po) vis-à-vis de l'enceinte sous pression (P1). 3) Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisée en ce que le premier moyen
d'injection de carburant (3) et le premier moyen d'injection de comburant (4) sont disposés sensiblement à proximité de l'axe longitudinal (XX') de la
chambre de combustion.
4) Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisée en ce que le deuxième moyen (7)
d'injection principale de carburant et le deuxième moyen (8) d'injection de comburant sont disposés sur une circonférence, en aval de la zone (11) d'injection pilote relativement au sens de propagation de la flamme. ) Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre
un troisième moyen d'injection de comburant qui débouche dans la chambre de combustion en aval du deuxième moyen (8) d'injection de comburant
relativement au sens de propagation de la flamme.
6) Chambre de combustion selon la revendication 5, caractérisée en ce que le moyen (15) de régulation du deuxième débit de comburant permet
en outre de réguler le débit du troisième moyen d'injection de comburant.
7) Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications 2 à 6, caractérisée en ce que l'élément de compression (18)
comprend un empilage de rondelles coniques.
8) Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications 2 à 6, caractérisée en ce que l'élément de compression (18)
comprend au moins un ressort.
9) Chambre de combustion selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend trois zones
de regroupement des deuxième moyen d'injection principal de carburant (7) et d'injection principal de comburant (8), chaque zone étant angulairement
espacée de 120 C.
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9807409A FR2779807B1 (fr) | 1998-06-11 | 1998-06-11 | Chambre de combustion de turbine a gaz a geometrie variable |
| DE69922437T DE69922437T2 (de) | 1998-06-11 | 1999-05-18 | Brennkammer einer Gasturbine mit verstellbarer Geometrie |
| EP99401204A EP0964206B1 (fr) | 1998-06-11 | 1999-05-18 | Chambre de combustion de turbine à gaz à géométrie variable |
| JP16130699A JP4435331B2 (ja) | 1998-06-11 | 1999-06-08 | 可変スロートガスタービン燃焼チャンバー |
| US09/330,199 US6263663B1 (en) | 1998-06-11 | 1999-06-11 | Variable-throat gas-turbine combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
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| FR (1) | FR2779807B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11242992B2 (en) | 2017-04-11 | 2022-02-08 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales | Self-adapting gas turbine firebox with variable geometry |
| CN115031260A (zh) * | 2022-05-30 | 2022-09-09 | 中国人民解放军空军工程大学 | 一种旋转爆震燃烧室出口喉道位置固定的可调喷管 |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1819964A2 (fr) | 2004-06-11 | 2007-08-22 | Vast Power Systems, Inc. | Appareil et procede de combustion a faibles emissions |
| JP4670035B2 (ja) * | 2004-06-25 | 2011-04-13 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | ガスタービン燃焼器 |
| JP2007113888A (ja) * | 2005-10-24 | 2007-05-10 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | ガスタービンエンジンの燃焼器構造 |
| US8915086B2 (en) | 2006-08-07 | 2014-12-23 | General Electric Company | System for controlling combustion dynamics and method for operating the same |
| GB0815761D0 (en) * | 2008-09-01 | 2008-10-08 | Rolls Royce Plc | Swirler for a fuel injector |
| US8099941B2 (en) * | 2008-12-31 | 2012-01-24 | General Electric Company | Methods and systems for controlling a combustor in turbine engines |
| US8276386B2 (en) * | 2010-09-24 | 2012-10-02 | General Electric Company | Apparatus and method for a combustor |
| US9316155B2 (en) * | 2013-03-18 | 2016-04-19 | General Electric Company | System for providing fuel to a combustor |
| US9803555B2 (en) * | 2014-04-23 | 2017-10-31 | General Electric Company | Fuel delivery system with moveably attached fuel tube |
| WO2022079523A1 (fr) * | 2020-10-14 | 2022-04-21 | King Abdullah University Of Science And Technology | Injecteur réglable de carburant pour commande de dynamique de flamme |
| GB202112641D0 (en) * | 2021-09-06 | 2021-10-20 | Rolls Royce Plc | Controlling soot |
| CN116592391A (zh) * | 2022-02-07 | 2023-08-15 | 通用电气公司 | 具有可变初级区燃烧室的燃烧器 |
| WO2024079656A1 (fr) * | 2022-10-11 | 2024-04-18 | Ecospectr Llc | Brûleur par tout ou peu à écoulement à contre-courant tourbillonnaire à deux couches |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3691761A (en) * | 1967-11-10 | 1972-09-19 | Squire Ronald Jackson | Apparatus for regulation of airflow to flame tubes for gas turbine engines |
| US3765171A (en) * | 1970-04-27 | 1973-10-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Combustion chamber for gas turbine engines |
| US3869246A (en) * | 1973-12-26 | 1975-03-04 | Gen Motors Corp | Variable configuration combustion apparatus |
| FR2270448A1 (en) * | 1974-05-10 | 1975-12-05 | Bennes Marrel | Gas turbine combustion chamber - has spring loaded bellows controlling annular air flow control membrane |
| US4296599A (en) * | 1979-03-30 | 1981-10-27 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation apparatus |
| EP0281961A1 (fr) * | 1987-03-06 | 1988-09-14 | Hitachi, Ltd. | Chambre de combustion pour turbine à gaz et méthode de combustion |
| US5159807A (en) * | 1990-05-03 | 1992-11-03 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motors D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Control system for oxidizer intake diaphragms |
-
1998
- 1998-06-11 FR FR9807409A patent/FR2779807B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-05-18 DE DE69922437T patent/DE69922437T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-05-18 EP EP99401204A patent/EP0964206B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-08 JP JP16130699A patent/JP4435331B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1999-06-11 US US09/330,199 patent/US6263663B1/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3691761A (en) * | 1967-11-10 | 1972-09-19 | Squire Ronald Jackson | Apparatus for regulation of airflow to flame tubes for gas turbine engines |
| US3765171A (en) * | 1970-04-27 | 1973-10-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Combustion chamber for gas turbine engines |
| US3869246A (en) * | 1973-12-26 | 1975-03-04 | Gen Motors Corp | Variable configuration combustion apparatus |
| FR2270448A1 (en) * | 1974-05-10 | 1975-12-05 | Bennes Marrel | Gas turbine combustion chamber - has spring loaded bellows controlling annular air flow control membrane |
| US4296599A (en) * | 1979-03-30 | 1981-10-27 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation apparatus |
| EP0281961A1 (fr) * | 1987-03-06 | 1988-09-14 | Hitachi, Ltd. | Chambre de combustion pour turbine à gaz et méthode de combustion |
| US5159807A (en) * | 1990-05-03 | 1992-11-03 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motors D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Control system for oxidizer intake diaphragms |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11242992B2 (en) | 2017-04-11 | 2022-02-08 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales | Self-adapting gas turbine firebox with variable geometry |
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