FR2965604A1

FR2965604A1 - Annular combustion chamber for e.g. turbojet engine of aircraft, has annular wall forming bypass surface to deviate solid/liquid particles radially towards exterior, where intake openings are supplied with portion of air deviated by wall

Info

Publication number: FR2965604A1
Application number: FR1058051A
Authority: FR
Inventors: Nicolas Christian Raymond Leblond; Denis Jean Maurice Sandelis
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-10-05
Filing date: 2010-10-05
Publication date: 2012-04-06
Anticipated expiration: 2030-10-05
Also published as: FR2965604B1

Abstract

The chamber has a monoblock annular fairing (53) comprising an upstream annular wall extended towards downstream by cylindrical inner and outer peripheral parts of the fairing. The fairing has another upstream annular wall (55) that forms a bypass surface to deviate solid particles i.e. sand, or liquid particles i.e. water, radially towards an exterior, where the particles are transported by supply air of the chamber. Air intake openings (52) are formed in the outer peripheral part of the fairing. The openings are supplied with portion of the air deviated by the latter annular wall.

Description

1 CHAMBRE DE COMBUSTION DE TURBOMACHINE La présente invention concerne une chambre annulaire de combustion pour une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. The present invention relates to an annular combustion chamber for a turbomachine such as an airplane turbojet or turboprop engine.

De manière connue, dans une turbomachine, une chambre annulaire de combustion est agencée en sortie d'un compresseur haute pression et comprend une paroi annulaire de fond de chambre reliée à deux parois sensiblement cylindriques coaxiales interne et externe s'étendant vers l'aval, et un carénage ou capotage annulaire fixé sur le fond de chambre et s'étendant vers l'amont. Le carénage comprend une paroi amont pourvue d'une pluralité d'ouvertures de passage d'air et de montage d'injecteurs de carburant traversant le fond de chambre et débouchant entre les deux parois cylindriques interne et externe. In a known manner, in a turbomachine, an annular combustion chamber is arranged at the outlet of a high-pressure compressor and comprises an annular chamber bottom wall connected to two substantially cylindrical inner and outer coaxial walls extending downstream, and a fairing or annular cowling fixed on the chamber bottom and extending upstream. The fairing comprises an upstream wall provided with a plurality of air passage openings and mounting fuel injectors passing through the chamber bottom and opening between the two inner and outer cylindrical walls.

Le carénage guide le flux d'air fourni par le compresseur haute pression de la turbomachine et le partage en une veine centrale circulant à travers les ouvertures de la paroi amont et alimentant la chambre de combustion et en deux veines annulaires interne et externe qui contournent la chambre de combustion. The fairing guides the flow of air supplied by the high pressure compressor of the turbomachine and sharing in a central stream flowing through the openings of the upstream wall and feeding the combustion chamber and into two internal and external annular veins which bypass the combustion chamber.

Les ouvertures de la paroi amont ont un diamètre relativement important pour permettre l'entrée à la fois l'entrée de l'air nécessaire à la combustion du carburant et également pour permettre le montage des injecteurs dans les orifices. Toutefois, ce diamètre important des ouvertures amont ne permet pas de protéger de manière optimale les systèmes d'injection de l'ingestion par la chambre de combustion de particules liquides ou solides telles que du sable ou de la glace, qui peuvent impacter la combustion du carburant, diminuer les performances de la turbomachine et conduire dans certaines situations critiques à une extinction de la combustion. The openings of the upstream wall have a relatively large diameter to allow entry at the same time the entry of the air necessary for the combustion of the fuel and also to allow the mounting of the injectors in the orifices. However, this large diameter of the upstream openings does not optimally protect the injection systems from ingestion by the combustion chamber of liquid or solid particles such as sand or ice, which can impact the combustion of the fuel. fuel, decrease the performance of the turbomachine and lead in certain critical situations to a quenching of combustion.

L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème. A cette fin, elle propose une chambre de combustion d'une turbomachine, comprenant un carénage annulaire comportant une paroi annulaire amont pourvue d'une pluralité d'ouvertures de passage d'air et de montage d'injecteurs de carburant, caractérisée en ce que la paroi annulaire amont du carénage constitue une surface de déviation, radialement vers l'extérieur, de particules solides ou liquides transportées par l'air d'alimentation de la chambre, et en ce que des orifices additionnels d'entrée d'air sont formés dans une partie périphérique externe du carénage et sont alimentés par une partie de l'air dévié par la paroi annulaire amont du carénage. L'utilisation de la paroi annulaire amont en tant que paroi de déviation des particules liquides ou solides radialement vers l'extérieur permet d'éviter que les particules contournant extérieurement la chambre du fait de l'effet centrifuge ne pénètrent à l'intérieur des orifices additionnels de prélèvement d'air. Ainsi, une partie de l'air servant à la combustion du carburant provient des orifices additionnels, ce qui permet de diminuer la dimension des ouvertures de la paroi amont du carénage et permet donc de diminuer la quantité de particules solides ou liquides entrant dans la chambre de combustion, ce qui optimise le fonctionnement de la turbomachine. Avantageusement, la partie périphérique externe du carénage comporte un renfoncement annulaire débouchant vers l'aval dans lequel sont formés les orifices additionnels d'entrée d'air. Les particules solides ou liquides qui sont déviées radialement vers l'extérieur par le carénage ne peuvent pas pénétrer dans le renfoncement annulaire du fait de leur inertie importante et s'écoulent vers l'aval dans la veine de contournement externe de la chambre. Ainsi, les orifices additionnels sont protégés et permettent une entrée d'air dénué de toutes particules solides ou liquides. Dans une variante de réalisation de l'invention, le renfoncement annulaire est délimité en amont par une paroi radiale de la partie périphérique externe et intérieurement par une paroi cylindrique raccordée en amont à la paroi radiale et fixée en aval sur le fond de chambre. Avantageusement, le renfoncement annulaire forme une gorge annulaire délimitée extérieurement par une paroi cylindrique externe entourant la paroi cylindrique de fixation au fond de chambre et reliée à son extrémité amont à la paroi radiale. Avec une telle configuration, les entrées des orifices débouchant à l'intérieur de la gorge annulaire sont davantage protégées des particules solides et liquides. The invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem. To this end, it proposes a combustion chamber of a turbomachine, comprising an annular fairing comprising an upstream annular wall provided with a plurality of openings for the passage of air and for mounting fuel injectors, characterized in that the upstream annular wall of the fairing constitutes a radially outwardly deflecting surface of solid or liquid particles transported by the supply air of the chamber, and in that additional air intake orifices are formed in an outer peripheral portion of the fairing and are fed by a portion of the air deflected by the upstream annular wall of the fairing. The use of the upstream annular wall as the deflecting wall of the liquid or solid particles radially outwardly prevents the particles bypassing the chamber externally due to the centrifugal effect from penetrating the inside of the orifices. additional air sampling. Thus, part of the air used for fuel combustion comes from the additional orifices, which makes it possible to reduce the size of the openings in the upstream wall of the shroud and thus makes it possible to reduce the quantity of solid or liquid particles entering the chamber. combustion, which optimizes the operation of the turbomachine. Advantageously, the outer peripheral portion of the fairing comprises an annular recess opening downstream in which are formed the additional air inlet orifices. The solid or liquid particles which are deflected radially outwards by the fairing can not penetrate into the annular recess due to their large inertia and flow downstream in the external bypass passage of the chamber. Thus, the additional orifices are protected and allow entry of air free of any solid or liquid particles. In an alternative embodiment of the invention, the annular recess is delimited upstream by a radial wall of the outer peripheral portion and internally by a cylindrical wall connected upstream to the radial wall and fixed downstream on the chamber bottom. Advantageously, the annular recess forms an annular groove delimited externally by an outer cylindrical wall surrounding the cylindrical fixing wall at the bottom of the chamber and connected at its upstream end to the radial wall. With such a configuration, the inlets of the openings opening into the annular groove are further protected from solid and liquid particles.

Le bord aval de la paroi cylindrique externe peut comprendre des échancrures pour le passage de vis de fixation de la paroi cylindrique interne au fond de chambre. Les orifices additionnels d'entrée d'air peuvent être formés dans la paroi radiale de la partie périphérique externe et/ou dans la paroi cylindrique de fixation au fond de chambre. Selon une autre caractéristique de l'invention, les orifices additionnels d'entrée d'air sont régulièrement répartis autour de l'axe du carénage et ont une section allongée en direction circonférentielle. Selon encore une autre caractéristique de l'invention, la section des orifices additionnels d'entrée d'air est déterminée de manière à ce que le débit d'air total entrant par ceux-ci soit compris entre environ 10 et 20 % du débit d'air total entrant à l'intérieur de la chambre de combustion. L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant une chambre de combustion telle que décrite précédemment. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'une chambre annulaire de combustion selon la technique antérieure ; la figure 2 est une vue schématique en perspective et selon un plan de coupe axiale d'une chambre de combustion selon l'invention ; la figure 3 est vue schématique en perspective du carénage d'une chambre de combustion selon l'invention ; la figure 4 est une représentation schématique d'une variante de réalisation d'un carénage de chambre de combustion selon l'invention. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une chambre annulaire de combustion 10 selon la technique antérieure et dans laquelle un diffuseur 12 en sortie d'un compresseur haute pression en amont (non représenté) alimente en air sous pression un espace annulaire 14 délimité par deux carters coaxiaux, l'un 16 radialement externe par rapport à l'axe 18 de la chambre et l'autre 20 radialement interne, et qui contient la chambre de combustion 10. Cette chambre de combustion comprend deux parois sensiblement cylindriques et coaxiales 22, 24, et une paroi annulaire amont de fond de chambre 26 sur laquelle est fixé un carénage annulaire 28 de type monobloc qui s'étend vers l'amont. Le carénage annulaire 28 comprend une paroi annulaire amont 30 pourvue d'une pluralité d'ouvertures 32 de passage d'air et de montage d'injecteurs 34 fixés sur le fond de chambre 26. Cette paroi amont 30 se prolonge vers l'aval par deux parois périphériques interne et externe 32, 34 sensiblement cylindriques. Les extrémités aval des parois cylindriques 22, 24 sont reliées aux carters 16 et 20 respectivement par des brides annulaires 36 et 38. The downstream edge of the outer cylindrical wall may comprise notches for the passage of screws for fixing the internal cylindrical wall to the chamber bottom. The additional air inlet orifices may be formed in the radial wall of the outer peripheral portion and / or in the cylindrical fixing wall at the bottom of the chamber. According to another characteristic of the invention, the additional air intake orifices are regularly distributed around the axis of the fairing and have a circumferentially elongate section. According to yet another characteristic of the invention, the section of the additional air inlet orifices is determined so that the total air flow entering through them is between about 10 and 20% of the air flow rate. total air entering the combustion chamber. The invention also relates to a turbomachine, such as an airplane turbojet or turboprop, comprising a combustion chamber as described above. Other advantages and characteristics of the invention will appear on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1 is a diagrammatic half-view in axial section of FIG. an annular combustion chamber according to the prior art; Figure 2 is a schematic perspective view and in an axial sectional plane of a combustion chamber according to the invention; Figure 3 is a schematic perspective view of the fairing of a combustion chamber according to the invention; Figure 4 is a schematic representation of an alternative embodiment of a combustion chamber fairing according to the invention. Referring first to Figure 1 which shows an annular combustion chamber 10 according to the prior art and wherein a diffuser 12 at the outlet of an upstream high pressure compressor (not shown) feeds in pressurized air an annular space 14 delimited by two coaxial casings, one 16 radially external to the axis 18 of the chamber and the other radially inner, and which contains the combustion chamber 10. This combustion chamber comprises two substantially cylindrical walls and coaxial 22, 24, and an upstream annular wall of chamber bottom 26 on which is fixed an annular fairing 28 of monobloc type which extends upstream. The annular fairing 28 comprises an upstream annular wall 30 provided with a plurality of openings 32 for air passage and mounting of injectors 34 fixed on the chamber bottom 26. This upstream wall 30 is extended downstream by two inner and outer peripheral walls 32, 34 that are substantially cylindrical. The downstream ends of the cylindrical walls 22, 24 are connected to the casings 16 and 20 respectively by annular flanges 36 and 38.

L'extrémité amont de la paroi cylindrique externe 24 est fixée par des boulons 40 sur la partie périphérique externe 34 du carénage 30 et sur un rebord annulaire externe du fond de chambre 26. De façon similaire, l'extrémité amont de la paroi radialement interne 22 est fixée par des boulons 40 sur la partie périphérique interne du carénage et sur un rebord annulaire interne 44 du fond de chambre 26. The upstream end of the outer cylindrical wall 24 is fixed by bolts 40 on the outer peripheral portion 34 of the shroud 30 and on an outer annular flange of the chamber bottom 26. Similarly, the upstream end of the radially inner wall 22 is fixed by bolts 40 on the inner peripheral part of the fairing and on an inner annular flange 44 of the chamber bottom 26.

En fonctionnement, le flux d'air fourni par le compresseur et sortant du diffuseur 12 est guidé par le carénage 30 et se divise en une partie 46 qui passe dans les ouvertures 32 du carénage et dans des orifices correspondants 48 du fond de chambre 26 pour alimenter la chambre de combustion, et en deux parties 48 et 50 qui contournent la chambre de combustion, et dont une fraction alimente également la chambre de combustion en passant par des orifices primaires 51 et des orifices de dilution 57 formés en aval dans les parois cylindriques interne et externe 22, 24. In operation, the flow of air supplied by the compressor and leaving the diffuser 12 is guided by the fairing 30 and is divided into a portion 46 which passes through the openings 32 of the shroud and into corresponding openings 48 of the chamber bottom 26 for supplying the combustion chamber, and in two parts 48 and 50 which bypass the combustion chamber, and a fraction of which also feeds the combustion chamber through primary orifices 51 and dilution orifices 57 formed downstream in the cylindrical walls internal and external 22, 24.

Le carénage 28, outre sa fonction de guidage du flux d'air, assure également une fonction de protection des systèmes d'injection et du fond de chambre 26 contre l'introduction de particules liquides ou solides dans la chambre de combustion. Toutefois, cette protection est limitée par le diamètre relativement important des ouvertures 32 du carénage 28, ces ouvertures 32 permettant à des particules liquides ou solides telles que de l'eau ou du sable de pénétrer à l'intérieur de la chambre de combustion, ce qui peut conduire dans des cas extrêmes à l'extinction de la combustion, et cela bien que le flux d'air issu du diffuseur possède une composante de rotation induisant une centrifugation des particules solides ou liquides qui évite que la totalité de ces particules ne pénètre dans la chambre de combustion par les ouvertures 32 de la paroi amont 30 du carénage. L'invention apporte une solution à ce problème en réduisant la dimension des ouvertures 32, ce qui augmente la déviation des particules solides ou liquides radialement vers l'extérieur de la chambre, et en réalisant des orifices additionnels 52 d'entrée d'air dans la partie périphérique externe du carénage 54. A cette fin (figure 2), la partie périphérique externe du carénage 53 comprend un renfoncement annulaire débouchant vers l'aval et délimité en amont par une paroi sensiblement radiale 54 raccordée à son extrémité radialement interne à une paroi cylindrique 56 s'étendant vers l'aval et fixée sur le rebord annulaire externe 42 de la paroi de fond de chambre 26. Les orifices d'entrée d'air 52 sont régulièrement répartis autour de l'axe du carénage 53 et sont formés dans la paroi radiale 54 laquelle s'étend par exemple sur une distance radiale d'environ 3 à 5 millimètres. L'extrémité radialement externe de la paroi radiale 54 est raccordée à l'extrémité radialement externe de la paroi amont 55 du carénage. Dans la réalisation représentée en figure 2, le renfoncement annulaire est délimité extérieurement par une paroi cylindrique externe 58 raccordée à son extrémité amont à l'extrémité radialement externe de la paroi radiale 54 de manière à définir une gorge annulaire à section en U tournée vers l'aval. Le bord aval de la paroi cylindrique externe 58 du carénage 53 comprend des échancrures 60 pour le passage des vis de fixation du carénage 53 au fond de chambre 26. The fairing 28, in addition to its function of guiding the air flow, also provides a protective function of the injection systems and the chamber bottom 26 against the introduction of liquid or solid particles into the combustion chamber. However, this protection is limited by the relatively large diameter of the apertures 32 of the fairing 28, these openings 32 allowing liquid or solid particles such as water or sand to penetrate inside the combustion chamber. which can lead in extreme cases to the extinction of the combustion, and that although the flow of air coming from the diffuser has a component of rotation inducing a centrifugation of the solid or liquid particles which prevents that all of these particles does not penetrate in the combustion chamber through the openings 32 of the upstream wall 30 of the fairing. The invention provides a solution to this problem by reducing the size of the openings 32, which increases the deflection of the solid or liquid particles radially outwardly of the chamber, and by creating additional orifices 52 of air inlet into the chamber. the outer peripheral portion of the fairing 54. For this purpose (Figure 2), the outer peripheral portion of the fairing 53 comprises an annular recess opening downstream and defined upstream by a substantially radial wall 54 connected at its radially inner end to a cylindrical wall 56 extending downstream and fixed on the outer annular flange 42 of the chamber bottom wall 26. The air inlet orifices 52 are regularly distributed around the axis of the fairing 53 and are formed in the radial wall 54 which extends for example over a radial distance of about 3 to 5 millimeters. The radially outer end of the radial wall 54 is connected to the radially outer end of the upstream wall 55 of the fairing. In the embodiment shown in FIG. 2, the annular recess is delimited externally by an outer cylindrical wall 58 connected at its upstream end to the radially outer end of the radial wall 54 so as to define a U-shaped annular groove facing the 'downstream. The downstream edge of the outer cylindrical wall 58 of the fairing 53 comprises notches 60 for the passage of the fastening screws of the shroud 53 to the chamber bottom 26.

En comparaison de la technique antérieure, les dimensions des ouvertures de passage d'air 62 de la paroi amont 55 du carénage 53 peuvent être diminuées de manière à réduire la quantité de particules solides et liquides pouvant passer par ces ouvertures, le reste de l'air nécessaire à la bonne combustion du carburant passant par les orifices additionnels d'entrée d'air 52. En fonctionnement, le flux d'air 48 contournant extérieurement la chambre de combustion est dévié par l'extrémité radialement externe de la paroi amont 55 et davantage de particules solides ou liquides sont déviées radialement vers l'extérieur. Ces particules s'écoulent en aval autour de la chambre et ne peuvent pénétrer dans la chambre de combustion par les orifices additionnels d'entrée d'air 52. Ces orifices d'entrée d'air 52 ont une section allongée en direction circonférentielle. Dans une réalisation particulière de l'invention, la section des orifices d'entrée d'air 52 est déterminée de manière à ce que le débit d'air total entrant par ceux-ci soit compris entre environ 10 et 20 % du débit d'air total entrant à l'intérieur de la chambre de combustion. Dans la réalisation de l'invention représentée aux figures 2 et 3, la paroi cylindrique externe 58 permet une protection accrue des orifices additionnels d'entrée d'air. Toutefois, on comprend que l'invention fonctionnerait également sans cette paroi cylindrique externe 58. Dans une variante de réalisation de l'invention, les orifices additionnels 52 peuvent être formés dans la paroi cylindrique interne 56 du carénage 53 ou bien être formés à la fois dans la paroi précité et dans la paroi radiale 54. Dans une autre variante réalisation de l'invention représentée en figure 4, le renfoncement annulaire 63 pourrait être délimité en amont par une paroi annulaire 64 fixée à sa périphérie radialement interne à la paroi amont 30 du carénage 53 et s'étendant dans le flux d'air 48 contournant extérieurement la chambre de combustion, les orifices 52 débouchant dans le renfoncement annulaire 63 en aval de cette paroi annulaire 64. Ce type de montage pourrait ainsi être intégré à des carénages de l'art antérieur, par exemple lors d'une opération de maintenance, par simple fixation par soudage ou brasage.20 In comparison with the prior art, the dimensions of the air passage openings 62 of the upstream wall 55 of the shroud 53 can be reduced so as to reduce the amount of solid and liquid particles that can pass through these openings, the rest of the air required for the good combustion of the fuel passing through the additional air inlet ports 52. In operation, the flow of air 48 bypassing the combustion chamber externally is deflected by the radially outer end of the upstream wall 55 and more solid or liquid particles are deflected radially outwards. These particles flow downstream around the chamber and can not enter the combustion chamber through the additional air inlet ports 52. These air inlet ports 52 have a circumferentially elongate section. In a particular embodiment of the invention, the section of the air inlet orifices 52 is determined so that the total air flow entering through them is between about 10 and 20% of the flow rate. total air entering inside the combustion chamber. In the embodiment of the invention shown in Figures 2 and 3, the outer cylindrical wall 58 provides increased protection of the additional air inlet ports. However, it is understood that the invention would also work without this outer cylindrical wall 58. In an alternative embodiment of the invention, the additional orifices 52 may be formed in the inner cylindrical wall 56 of the shroud 53 or be formed at a time in the aforementioned wall and in the radial wall 54. In another variant embodiment of the invention shown in FIG. 4, the annular recess 63 could be delimited upstream by an annular wall 64 fixed at its radially inner periphery to the upstream wall 30. fairing 53 and extending in the flow of air 48 bypassing the combustion chamber externally, the orifices 52 opening into the annular recess 63 downstream of this annular wall 64. This type of assembly could thus be integrated into fairings of the prior art, for example during a maintenance operation, by simple attachment by welding or brazing.

Claims

REVENDICATIONS1. A turbomachine combustion chamber, comprising an annular fairing (53) having an upstream annular wall (30) provided with a plurality of air passage apertures (32) for mounting fuel injectors (34), characterized in that the upstream annular wall (55) of the fairing (53) constitutes a radially outwardly deflecting surface of solid or liquid particles carried by the supply air of the chamber, and that orifices additional air intake means (52) are formed in an outer peripheral portion of the fairing (53) and are fed with a portion of the air deflected by the upstream annular wall (55) of the fairing (53).

2. Combustion chamber according to claim 1, characterized in that the outer peripheral portion of the shroud (53) comprises an annular recess (63) opening downstream in which are formed the additional air inlet orifices (52). ).

3. Combustion chamber according to claim 2, characterized in that the annular recess is delimited upstream by a radial wall (54) of the outer peripheral part and internally by a cylindrical wall (56) connected upstream to the radial wall ( 54) and attached downstream to the chamber floor (26).

4. Combustion chamber according to claim 3, characterized in that the annular recess forms an annular groove delimited externally by an outer cylindrical wall (58) surrounding the cylindrical wall (56) for fixing to the chamber bottom (26) and connected to its upstream end to the radial wall (54).

5. Combustion chamber according to claim 4, characterized in that the downstream edge of the outer cylindrical wall comprises notches (60) for the passage of screws for fixing the internal cylindrical wall to the chamber bottom (26). 9

6. Combustion chamber according to one of claims 3 to 5, characterized in that the additional air inlet orifices (52) are formed in the radial wall (54) of the outer peripheral part and / or in the cylindrical wall (56) for fixing to the chamber bottom.

7. Combustion chamber according to one of the preceding claims, characterized in that the additional air inlet orifices (52) are regularly distributed around the axis of the shroud (53) and have a circumferentially elongated section .

8. Combustion chamber according to one of the preceding claims, characterized in that the section of the additional air inlet orifices (52) is determined so that the total air flow entering through them is between 10 and 20% of the total air flow entering the combustion chamber.

9. Turbomachine, such as a jet engine or an airplane turboprop, characterized in that it comprises a combustion chamber according to one of the preceding claims.