FR2948735A1

FR2948735A1 - Air diffuser for use at exit of last stage/floor of compressor of aviation turbo-machine i.e. turbo jet engine, in aircraft, has annular bent part whose concavity is provided opposite to that of intermediate bent portion

Info

Publication number: FR2948735A1
Application number: FR0903754A
Authority: FR
Inventors: Corrado Paci; Laurent Pierre Tarnowski; Hubert Hippolyte Vignau
Original assignee: Turbomeca SA
Current assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2009-07-30
Filing date: 2009-07-30
Publication date: 2011-02-04
Anticipated expiration: 2029-07-30
Also published as: FR2948735B1

Abstract

The air diffuser (5) has an annular combustion chamber whose shaft is placed substantially parallel to a rotation shaft. A downstream portion (53) is placed opposite to the combustion chamber. A concavity of an annular bent part (532) is provided opposite to that of an intermediate bent portion (52). The downstream portion is provided with an annular portion (531). Another annular portion is placed at an end of the former annular portion. Injectors are equipped in the combustion chamber. An independent claim is also included for an aviation turbo-machine comprising a compressor.

Description

Le domaine de la présente invention est celui des turbomachines et plus particulièrement des turboréacteurs ou turbomoteurs aéronautiques. The field of the present invention is that of turbomachines and more particularly aeronautical turbojets or turboshaft engines.

Les turbomachines comprennent classiquement un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion annulaire entourant un ou plusieurs arbres moteurs et une ou plusieurs turbines qui entraînent le ou les compresseurs par l'intermédiaire du ou des arbres moteurs. Les compresseurs utilisés peuvent être de deux types, des compresseurs axiaux dont la direction d'entrée et la direction de sortie de l'air à comprimer sont alignées avec l'axe de rotation du moteur, et des compresseurs centrifuges dont la direction d'entrée de l'air est alignée avec l'axe de rotation mais dont la direction de sortie est radiale, c'est-à-dire perpendiculaire à cet axe. Turbomachines conventionally comprise one or more compressors, an annular combustion chamber surrounding one or more motor shafts and one or more turbines that drive the compressor or compressors via the motor shaft or shafts. The compressors used can be of two types, axial compressors whose direction of entry and direction of exit of the air to be compressed are aligned with the axis of rotation of the engine, and centrifugal compressors whose direction of entry air is aligned with the axis of rotation but whose output direction is radial, that is to say perpendicular to this axis.

Dans la suite de la description les termes axial ou radial se rapportent à l'axe de rotation de la turbomachine et les termes extérieur ou intérieur correspondent à un éloignement radial plus ou moins grand par rapport à cet axe. De même les termes axe ou direction quand ils se rapportent à la chambre de combustion désignent l'axe ou la direction de la figure issue de la section de la chambre par un demi-plan passant par l'axe de rotation de la turbomachine. La présente invention porte sur les turbomachines qui présentent un compresseur dont le dernier étage est centrifuge. Il est alors nécessaire de redresser le flux d'air sortant de ce compresseur centrifuge pour l'amener dans une direction proche de celle de l'entrée dans la chambre de combustion. Ce redressement est généralement effectué par l'intermédiaire d'un diffuseur annulaire qui est orienté radialement, dans l'axe de la sortie du compresseur centrifuge, et qui comporte un coude pour amener l'air dans une direction sensiblement orientée vers la chambre combustion. De façon courante sur ces turbomachines, la direction de la chambre de combustion est inclinée par rapport à la direction axiale du moteur, avec un sens d'écoulement en son sein qui est, soit dirigé vers l'avant du moteur (la chambre est dite inversée), soit vers l'arrière (la chambre est alors dite non inversée). La sortie du déflecteur est, dans le premier cas, généralement orientée dans l'axe du moteur et placée à l'extérieur, au dessus de la chambre de combustion ; dans le second cas, comme décrit dans la demande de brevet FR2920032, elle est orientée de façon sécante à l'axe du moteur. In the following description the axial or radial terms refer to the axis of rotation of the turbomachine and the terms outside or inside correspond to a greater or less radial distance relative to this axis. Similarly, the terms axis or direction when they refer to the combustion chamber designate the axis or the direction of the figure from the section of the chamber by a half-plane passing through the axis of rotation of the turbomachine. The present invention relates to turbomachines which have a compressor whose last stage is centrifugal. It is then necessary to straighten the flow of air leaving the centrifugal compressor to bring it in a direction close to that of the inlet into the combustion chamber. This rectification is generally carried out by means of an annular diffuser which is oriented radially, in the axis of the outlet of the centrifugal compressor, and which has a bend to bring the air in a direction substantially oriented towards the combustion chamber. Commonly on these turbomachines, the direction of the combustion chamber is inclined relative to the axial direction of the engine, with a direction of flow within it which is either directed towards the front of the engine (the chamber is called inverted), or to the rear (the chamber is then said not inverted). The outlet of the deflector is, in the first case, generally oriented in the axis of the engine and placed outside, above the combustion chamber; in the second case, as described in the patent application FR2920032, it is oriented secant to the axis of the engine.

Pour des raisons de réalisation industrielle de la chambre de combustion il serait plus simple de choisir celle-ci avec un axe orienté selon l'axe du moteur car elle prendrait alors la forme générale d'un cylindre. Mais ce choix, sur une chambre de combustion non-inversée, éloigne radialement le point de sortie du déflecteur du point d'entrée de l'air dans la chambre. Il s'ensuit un risque d'augmentation des pertes de charge, selon le cheminement que l'on retient pour l'air entre la sortie du diffuseur et son entrée dans la chambre. Les concepteurs de turbomachines ont donc en général placé la chambre plus en aval et gardé un déflecteur avec un coude pas trop prononcé. Cette configuration a cependant pour inconvénient d'augmenter la longueur axiale de la machine et donc d'augmenter sa masse. For reasons of industrial production of the combustion chamber it would be easier to choose it with an axis oriented along the axis of the engine because it would then take the general shape of a cylinder. But this choice, on a non-inverted combustion chamber, radially moves the exit point of the baffle from the point of entry of air into the chamber. It follows a risk of increased pressure losses, depending on the path that is retained for air between the outlet of the diffuser and its entry into the room. Turbomachinery designers generally placed the chamber further downstream and kept a deflector with a not too pronounced elbow. This configuration however has the disadvantage of increasing the axial length of the machine and therefore increase its mass.

La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients en proposant une forme de diffuseur pour turbomachine qui ne reproduise pas certains des inconvénients de l'art antérieur et, en particulier, qui permette de combiner une chambre orientée axialement avec un dernier étage de compresseur centrifuge, tout en occasionnant des pertes de charge acceptables. The object of the present invention is to remedy these drawbacks by proposing a turbomachine diffuser shape that does not reproduce some of the disadvantages of the prior art and, in particular, that makes it possible to combine an axially oriented chamber with a last compressor stage. centrifugal, while causing acceptable losses.

A cet effet, l'invention a pour objet un diffuseur d'air destiné à être positionné en sortie du dernier étage du compresseur d'une turbomachine, ledit dernier étage étant un compresseur centrifuge, ladite turbomachine étant munie d'une chambre de combustion annulaire, l'axe de ladite chambre étant disposé de façon sensiblement parallèle à l'axe de rotation du moteur, ledit diffuseur comprenant une première partie radial, une partie intermédiaire coudée formant un angle supérieur à 90° et une partie aval orientée vers la chambre de combustion caractérisé en ce que la partie aval comporte une partie annulaire coudée dont la concavité est opposée à celle de la partie intermédiaire coudée. For this purpose, the subject of the invention is an air diffuser intended to be positioned at the outlet of the last stage of the compressor of a turbomachine, said last stage being a centrifugal compressor, said turbine engine being provided with an annular combustion chamber. , the axis of said chamber being disposed substantially parallel to the axis of rotation of the motor, said diffuser comprising a first radial portion, an angled intermediate portion forming an angle greater than 90 ° and a downstream portion facing the chamber of characterized in that the downstream portion has a bent annular portion whose concavity is opposite to that of the bent intermediate portion.

Un tel diffuseur permet de ramener l'air, en sortie d'un compresseur centrifuge, dans l'axe de la turbomachine et donc d'alimenter une chambre de combustion axiale dans des conditions de pertes de charge minimales. Avantageusement le flux d'air en sortie de la partie annulaire coudée est orienté sensiblement dans l'axe de la chambre de combustion. Such a diffuser makes it possible to reduce the air, at the outlet of a centrifugal compressor, in the axis of the turbomachine and thus to supply an axial combustion chamber under conditions of minimal pressure drop. Advantageously, the air flow at the outlet of the annular bent portion is oriented substantially in the axis of the combustion chamber.

L'alimentation de la chambre est alors optimal et les pertes de charge dues à un contournement de la chambre, éliminées. De façon préférentielle le coude de la partie intermédiaire coudée est sensiblement égal à 180°. Cette configuration permet de placer la chambre de combustion 10 le plus en amont possible et donc d'obtenir une longueur minimale pour l'ensemble de la turbomachine. Dans un mode de réalisation particulier la partie aval comporte une première partie annulaire s'étendant vers l'intérieur du moteur, ladite partie annulaire coudée formant une seconde partie annulaire positionnée 15 en extrémité de ladite première partie annulaire et la première partie annulaire se prolonge de façon à positionner la seconde partie annulaire radialement au niveau des injecteurs de la chambre de combustion. Avantageusement le diamètre de la partie aval augmente progressivement en allant de la partie intermédiaire coudée vers son 20 extrémité de sortie du flux d'air. The supply of the chamber is then optimal and the pressure drops due to a bypass of the chamber, eliminated. Preferably the bend of the bent intermediate portion is substantially equal to 180 °. This configuration makes it possible to place the combustion chamber 10 as far upstream as possible and thus to obtain a minimum length for the entire turbomachine. In a particular embodiment the downstream portion has a first annular portion extending inwardly of the motor, said bent annular portion forming a second annular portion positioned at the end of said first annular portion and the first annular portion extends from in order to position the second annular portion radially at the level of the injectors of the combustion chamber. Advantageously, the diameter of the downstream portion increases progressively from the bent intermediate portion towards its outlet end of the air flow.

L'invention concerne également une turbomachine aéronautique comprenant un compresseur dont le dernier étage est un compresseur centrifuge et une chambre de combustion dont l'axe est 25 disposé de façon sensiblement parallèle à l'axe de rotation de la turbomachine, qui est équipé d'un diffuseur tel que décrit ci-dessus. The invention also relates to an aerospace turbomachine comprising a compressor whose last stage is a centrifugal compressor and a combustion chamber whose axis is disposed substantially parallel to the axis of rotation of the turbomachine, which is equipped with a diffuser as described above.

L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au 30 cours de la description explicative détaillée qui va suivre, d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple purement illustratif et non limitatif, en référence aux dessins schématiques annexés. Sur ces dessins : - la figure 1 est une vue en coupe d'une partie d'une 35 turbomachine comprenant un dernier étage de compresseur centrifuge et un diffuseur de l'art antérieur, associés à une chambre de combustion positionnée axialement; - la figure 2 est une vue en coupe de la même partie d'une turbomachine selon un mode de réalisation de l'invention; En se référant à la figure 1, on voit en coupe la moitié d'une turbomachine, pour sa partie comprise entre le dernier étage de son compresseur 1 et la chambre de combustion 2. Sur cette figure la chambre de combustion 2 a été orientée axialement, c'est-à-dire parallèlement à la direction de l'axe de rotation du moteur. Le compresseur est un compresseur centrifuge, c'est-à-dire qu'il absorbe de l'air, au niveau du bord d'attaque 3 de ses aubes, selon la direction axiale du moteur et qu'il le rejette, au niveau du bord de fuite 4 de ses aubes, après augmentation de la pression, dans une direction radiale. En sortie du compresseur 1 l'air comprimé est récupéré dans un diffuseur 5 dont la fonction est de redresser le flux pour l'amener dans une direction orientée vers la chambre de combustion 2. Le diffuseur présente une forme annulaire avec une première partie radiale 51 qui prolonge la sortie du compresseur, suivie d'un partie intermédiaire coudée 52 faisant subir au flux une rotation supérieure à 90° et se termine par une partie aval 53 qui oriente le flux d'air dans la direction recherchée. A l'intérieur du diffuseur, dans sa partie aval 53, sont implantées des aubes 54, réparties régulièrement sur la circonférence, qui orientent le flux dans la direction tangentielle souhaitée, qui est définie de façon à alimenter la chambre de combustion de manière optimale. Sur la figure 1, représentative de l'art antérieur pour ce qui concerne le compresseur et le diffuseur, la partie aval 53 du diffuseur est orientée obliquement, le coude de la partie intermédiaire coudée 52 étant d'environ 120°. Pour réduire la longueur axiale de la turbomachine la chambre de combustion n'a, ici, pas été déplacée vers l'arrière et la sortie du déflecteur n'est, en conséquence, pas orientée en direction du fond de chambre. L'air qui sort du diffuseur se divise en plusieurs courants, représentés par des flèches, qui, pour certains, vont vers l'extérieur de la chambre dans laquelle ils pénètrent par des trous de ventilation alors que l'essentiel du flux, contourne la chambre pour y pénétrer au niveau du fond de chambre 21 et des injecteurs 22. Ce contournement provoque un allongement de la trajectoire suivie par ce flux et génère des pertes de charge importantes. L'invention propose, comme décrit sur la figure 2, de modifier la forme du diffuseur 5 et notamment sa partie aval 53 pour amener l'air au niveau des injecteurs de la chambre de combustion et injecter celui-ci selon l'axe de la chambre. La partie intermédiaire 52 comporte ici un coude qui est proche de 180°, ramenant ainsi l'air d'une direction centrifuge vers une direction centripète. La partie aval 53 présente en conséquence une première partie annulaire 531, orientée sensiblement radialement, qui ramène l'air de l'extérieur du moteur vers l'axe central, et une seconde partie annulaire 532 qui redresse à nouveau le flux pour l'orienter dans l'axe de la chambre de combustion 2. La concavité de cette seconde partie annulaire est opposée à celle de la partie intermédiaire coudée 52. The invention will be better understood, and other objects, details, features and advantages thereof will become more clearly apparent from the following detailed explanatory description of an embodiment of the invention given by way of example. purely illustrative and non-limiting example, with reference to the accompanying schematic drawings. In these drawings: FIG. 1 is a sectional view of a portion of a turbomachine comprising a last stage of centrifugal compressor and a diffuser of the prior art, associated with an axially positioned combustion chamber; FIG. 2 is a sectional view of the same part of a turbomachine according to one embodiment of the invention; Referring to FIG. 1, one sees in section half of a turbomachine, for its part comprised between the last stage of its compressor 1 and the combustion chamber 2. In this figure the combustion chamber 2 has been oriented axially , that is to say parallel to the direction of the axis of rotation of the motor. The compressor is a centrifugal compressor, that is to say that it absorbs air, at the leading edge 3 of its blades, in the axial direction of the engine and that it rejects, at the level the trailing edge 4 of its blades, after increasing the pressure, in a radial direction. At the outlet of the compressor 1, the compressed air is recovered in a diffuser 5 whose function is to straighten the flow to bring it in a direction directed towards the combustion chamber 2. The diffuser has an annular shape with a first radial portion 51 which extends the output of the compressor, followed by an angled intermediate portion 52 causing the flow to rotate greater than 90 ° and ends with a downstream portion 53 which directs the flow of air in the desired direction. Inside the diffuser, in its downstream portion 53, vanes 54 are distributed regularly over the circumference, which direct the flow in the desired tangential direction, which is defined so as to feed the combustion chamber optimally. In Figure 1, representative of the prior art with respect to the compressor and the diffuser, the downstream portion 53 of the diffuser is oriented obliquely, the elbow of the intermediate portion bent 52 being about 120 °. To reduce the axial length of the turbomachine the combustion chamber has not here been moved backwards and the outlet of the deflector is therefore not oriented towards the chamber bottom. The air coming out of the diffuser is divided into several currents, represented by arrows, some of which go to the outside of the chamber into which they penetrate through ventilation holes, whereas most of the flow, bypasses the chamber to enter at the bottom of chamber 21 and injectors 22. This bypass causes an increase in the path followed by this flow and generates significant pressure losses. The invention proposes, as described in FIG. 2, to modify the shape of the diffuser 5 and in particular its downstream part 53 to bring the air to the level of the injectors of the combustion chamber and to inject the latter along the axis of the bedroom. The intermediate portion 52 here has a bend that is close to 180 °, thus bringing air from a centrifugal direction to a centripetal direction. The downstream portion 53 accordingly has a first annular portion 531, oriented substantially radially, which brings air from the outside of the engine towards the central axis, and a second annular portion 532 which rectifies the flow to orient it in the axis of the combustion chamber 2. The concavity of this second annular portion is opposed to that of the bent intermediate portion 52.

Comme représenté sur la figure 2 la partie radiale 51 s'étend radialement jusqu'au carter enveloppant la chambre de combustion, de la même façon que dans l'art antérieur. On améliore ainsi la stabilité aérodynamique du compresseur en ne redressant pas le flux d'air dès sa sortie au niveau du bord de fuite 4 des aubes. Le diffuseur présente par ailleurs une forme qui s'évase en allant de la partie intermédiaire coudée 52 vers sa partie aval 53. Cet évasement permet de régler le niveau du nombre de Mach de l'écoulement, en adéquation avec les besoins de la chambre de combustion On remarque que la longueur de la partie aval 53 est plus grande dans l'invention que dans l'art antérieur tel qu'il est représenté sur la figure 1, mais que la longueur du cheminement suivi par le flux d'air est in fine plus courte, du fait de la suppression du contournement de la chambre. Contrairement à ce qu'on pouvait craindre, on constate au final que les pertes de charge sont réduites par rapport à la configuration de l'art antérieur de la figure 1, et que leur niveau est analogue à celui que l'on rencontre habituellement, avec des chambres orientées axialement et non-inversées, lorsque le compresseur qui les alimente est un compresseur axial. L'invention ne présente donc pas les inconvénients redoutés initialement. As shown in Figure 2 the radial portion 51 extends radially to the casing surrounding the combustion chamber, in the same way as in the prior art. This improves the aerodynamic stability of the compressor by not straightening the airflow from its output at the trailing edge 4 of the blades. The diffuser also has a shape that tapers from the intermediate portion bent 52 to its downstream portion 53. This flare allows to adjust the level of the Mach number of the flow, in line with the needs of the chamber. It is noted that the length of the downstream portion 53 is greater in the invention than in the prior art as shown in Figure 1, but that the length of the path followed by the air flow is in shorter, due to the removal of the bypass of the room. Contrary to what might be feared, it is finally found that the pressure drops are reduced compared to the configuration of the prior art of Figure 1, and that their level is similar to that which is usually encountered, with axially oriented and non-inverted chambers, when the compressor which feeds them is an axial compressor. The invention therefore does not have the disadvantages initially feared.

Par ailleurs la partie aval 53 selon l'invention comporte, comme précédemment, des aubes 54 placées dans la première partie annulaire 531, dans le but d'orienter tangentiellement le flux d'air de manière optimale. Les aubes 54 peuvent être choisies avec une longueur plus grande que précédemment. L'invention apporte ainsi une meilleure efficacité contre les hétérogénéités tangentielles parasites du flux d'air en sortie de l'étage de compression, ce qui contribue également à la réduction des pertes de charges par rapport à celles constatées auparavant. Bien que l'invention ait été décrite en relation avec un mode de réalisation particulier, il est bien évident qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. Furthermore, the downstream portion 53 according to the invention comprises, as previously, blades 54 placed in the first annular portion 531, for the purpose of orienting tangentially the flow of air optimally. The blades 54 may be chosen with a length greater than previously. The invention thus provides a better efficiency against parasitic tangential heterogeneities of the air flow at the outlet of the compression stage, which also contributes to the reduction of the pressure losses compared with those previously observed. Although the invention has been described in connection with a particular embodiment, it is obvious that it includes all the technical equivalents of the means described and their combinations if they fall within the scope of the invention.

Claims

REVENDICATIONS1. Air diffuser intended to be positioned at the outlet of the last compressor stage of a turbomachine, said last stage being a centrifugal compressor, said turbomachine being provided with an annular combustion chamber (2), the axis of said chamber being disposed substantially parallel to the axis of rotation of the motor, said diffuser (5) comprising a first radial portion (51), an angled intermediate portion (52) forming an angle greater than 90 ° and a downstream portion (53) oriented to the combustion chamber (2) characterized in that the downstream portion (53) has a bent annular portion (532) whose concavity is opposite to that of the bent intermediate portion (52).

2. Air diffuser according to claim 1 wherein the air flow at the outlet of the annular bent portion (532) is oriented substantially in the axis of the combustion chamber (2).

3. Air diffuser according to one of claims 1 or 2 wherein the elbow of the intermediate portion bent (52) is substantially equal to 180 °.

4. Air diffuser according to one of claims 1 to 3 wherein the downstream portion (53) comprises a first annular portion (531) extending inwardly of the motor, said annular portion bent (532) forming a second annular portion positioned at the end of said first annular portion and wherein the first annular portion (531) is extended to position the second annular portion radially at the injectors (22) of the combustion chamber (2).

5. The air diffuser according to one of claims 1 to 4 wherein the diameter of the downstream portion (53) increases progressively from the bent portion (52) to its outlet end of the air flow.

6. Aeronautical turbomachine comprising a compressor whose last stage is a centrifugal compressor and a combustion chamber whose axis is disposed substantially parallel to the axis of rotation of the turbomachine, equipped with a diffuser according to one of the preceding claims.