FR2967240A1 - Systeme et procede pour maitriser la dynamique de combustion par limitation/suppression par voie acoustique de la fluctuation d'ecoulement du combustible a l'emplacement d'injection de combustible - Google Patents

Systeme et procede pour maitriser la dynamique de combustion par limitation/suppression par voie acoustique de la fluctuation d'ecoulement du combustible a l'emplacement d'injection de combustible Download PDF

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Abstract

Système de maîtrise de dynamique de combustion pour un moteur à turbine à gaz pour l'aéronautique ou pour une installation au sol, employant une commande acoustique (50) conçue pour réduire sensiblement à zéro des perturbations de pression dans un orifice (52) d'injection de combustible en prémélange en réponse à un signal de commande de façon que des perturbations d'écoulement du combustible dans l'orifice (52) d'injection de combustible soient sensiblement nulles.

Description

B11-5044FR 1 Système et procédé pour maîtriser la dynamique de combustion par limitation/suppression par voie acoustique de la fluctuation d'écoulement du combustible à l'emplacement d'injection de combustible La présente invention concerne globalement la dynamique de combustion et, plus particulièrement, des systèmes et des procédés pour maîtriser la dynamique de combustion dans des turbines à gaz utilisées dans l'aéronautique et dans des installations au sol, par l'intermédiaire d'une limitation et/ou d'une suppression par voie acoustique de la fluctuation du débit de combustible à l'emplacement de l'injection du combustible. Une dynamique de combustion survient lorsque l'instabilité propre à une flamme se conjugue avec les modes naturels d'un système de combustion et induit un cycle de réaction aboutissant à de grandes amplitudes de perturbations de pression et à d'éventuels gros dommages pour le matériel correspondant. On sait que la dynamique de combustion est une menace dans les turbines à gaz employées dans les domaines de la production d'énergie, les appareils moteurs, l'aéronautique et la construction navale. La dynamique de combustion est un problème universel et représente l'un des plus grands défis auxquels sont confrontés les fabricants de turbines à gaz depuis l'introduction de systèmes de combustion à prémélange. Diverses techniques ont été employées pour régler les problèmes de dynamique de combustion, notamment, mais de manière nullement limitative, la modification du mécanisme générateur, des changements dans les dimensions ou l'amortissement du système de combustion et la limitation/la suppression du problème de dispositifs/procédés actifs/passifs.
Observée à de très fortes amplitudes, la dynamique de combustion a conduit à des dégâts/pannes catastrophiques dans des systèmes de combustion. Même lorsqu'elle est moins grave, elle limite l'enveloppe de fonctionnement d'une turbine à gaz et contrarie les meilleures performances possibles. La dynamique de combustion reste un problème omniprésent dans les turbines à gaz existantes et installées. Par ailleurs, du fait des réglementations plus strictes en matière d'émissions et de la possibilité d'utiliser toute sorte de combustible, on s'attend à une aggravation des problèmes liés à la dynamique de combustion. Compte tenu de ce qui vient d'être dit, on a besoin d'un système et d'un procédé pour maîtriser la dynamique de combustion dans les turbines à gaz utilisées en aéronautique et dans des installations au sol pour parvenir à des performances de fonctionnement optimales en ce qui concerne les émissions et la puissance délivrée. Une première forme de réalisation de la présente invention concerne un système de maîtrise de dynamique de combustion, comportant : un injecteur de combustible conçu pour recevoir un combustible en prémélange par l'intermédiaire d'un orifice d'injection de combustible ; et une commande acoustique conçue pour réduire sensiblement à zéro les perturbations dans l'orifice d'injection de combustible en réponse à un signal de commande afin que les perturbations de l'écoulement du combustible dans l'orifice d'injection de combustible soient sensiblement nulles en réponse à celui-ci. Une autre forme de réalisation de la présente invention porte sur un système de maîtrise de la dynamique de combustion pour un moteur à turbine à gaz, le système de maîtrise de dynamique de combustion comportant : un injecteur de combustible ; un tuyau de combustible en prémélange conçu pour fournir un combustible en prémélange à l'injecteur de combustible par l'intermédiaire d'un orifice d'injection de tuyau de combustible en prémélange ; et une commande acoustique conçue pour réduire sensiblement à zéro des perturbations de la pression dans l'orifice d'injection du tube de combustible en prémélange en réponse à un signal de commande afin que les perturbations de l'écoulement du combustible dans l'orifice d'injection du tuyau de combustible en prémélange soient sensiblement nulles en réponse à celui-ci. Selon encore une autre forme de réalisation, un procédé pour faire fonctionner un moteur à turbine à gaz comporte : l'injection d'un combustible en prémélange dans le trajet d'écoulement principal d'un injecteur de combustible d'un moteur à turbine à gaz via un orifice d'injection du tube de combustible en prémélange ; et la transmission d'une impulsion acoustique sur le trajet d'écoulement principal pendant que le combustible en prémélange est injecté sur le trajet d'écoulement principal de façon que l'impulsion acoustique réduise sensiblement à zéro les perturbations dans l'orifice d'injection du tuyau de combustible en prémélange en réponse à un signal de commande de façon que les perturbations de l'écoulement du combustible dans l'orifice d'injection du tuyau de combustible en prémélange soient sensiblement nulles en réponse à celui-ci. 10 15 20 2530 L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non annexés sur lesquels : moteur à turbine à gaz permettant dynamique de combustion par limitation et/ou suppression par voie acoustique de fluctuations d'écoulement d'un combustible un endroit d'injection de combustible en prémélange, selon - la figure 2 représente un de combustion pour un moteur à réalisation. Bien que les figures des dessins mentionnées ci-dessus présentent diverses formes de réalisation possibles, d'autres formes de réalisation de la présente invention sont également envisagées, comme indiqué dans les explications. De toute manière, la présente description met en avant, à titre de représentation nullement limitative, des illustrations de formes de réalisation de la présente invention. De nombreuses autres variantes et formes de réalisation peuvent être imaginées par les spécialistes de la technique, tout en restant dans le cadre et l'esprit des principes de la présente invention. On sait que les fluctuations du rapport d'équivalence provoquées par les perturbations de l'écoulement d'un combustible constituent l'une des principales causes de la dynamique de combustion dans les turbines à gaz. Les formes de réalisation décrites ici visent à résoudre les problèmes associés à la maîtrise de la dynamique de combustion dans les turbines à gaz utilisées aussi bien en aéronautique que dans des installations au sol en régulant par voie acoustique l'écoulement du combustible à l'endroit de l'injection de combustible dans les turbines à gaz. Selon les formes limitatif et illustré par les dessins - la figure 1 représente un 5 d'employer une maîtrise de la une forme de réalisation ; et système de maîtrise de dynamique turbine à gaz selon une forme de de réalisation décrites ici, des ondes acoustiques sont générées et transmises par l'intermédiaire de la buse de façon qu'un noeud de pression soit généré à l'endroit de l'injection du combustible. De la sorte, les fluctuations de pression dans l'orifice/le trou d'injection sont supprimées, si bien que les perturbations de l'écoulement du combustible sont supprimées, ce qui élimine l'un des mécanismes fondamentaux dont on estime qu'ils sont responsables de la forte dynamique de combustion associée aux systèmes de combustion en prémélange.
La figure 1 illustre un exemple de système 10 de turbine à gaz. Le système 10 de turbine peut avoir, entre autres systèmes, un moteur 20 à turbine à gaz. Le moteur à turbine à gaz comporte une section compresseur 22, une section chambre de combustion 24 comportant une pluralité de tubes 26 à flammes de chambre de combustion et un système d'allumage correspondant 27, et une section turbine 28 couplée à la section compresseur 22. Une section d'échappement 30 évacue des gaz d'échappement depuis le moteur 20 à turbine à gaz. Globalement, la section compresseur 22 comprime l'air arrivant dans la section chambre de combustion 24, qui mélange l'air comprimé avec le combustible et brûle le mélange pour produire un gaz à haute pression et grande vitesse. La section turbine 28 extrait de l'énergie du gaz à haute pression et grande vitesse qui circule depuis la section chambre de combustion 24.
Seuls les aspects du système 10 de turbine à gaz utiles pour illustrer la forme de procédé de maîtrise de la dynamique de combustion seront expliqués pour plus de clarté et de concision. La section compresseur 22 peut comporter tout dispositif apte à comprimer de l'air. Cet air comprimé peut être dirigé jusqu'à un orifice d'entrée de la section chambre de combustion 24. La section chambre de combustion 24 peut comprendre une pluralité d'injecteurs de combustible conçus pour mélanger l'air comprimé avec un combustible et fournir le mélange à un ou plusieurs tubes à flammes 26 de la section chambre de combustion 24. Un injecteur de combustible approprié est décrit ici en référence à la figure 2 selon une forme de réalisation. Le combustible fourni à chaque tube à flammes 26 peut comporter tout combustible liquide ou gazeux, par exemple du diesel ou du gaz naturel. Le combustible fourni à n'importe quel tube à flammes 26 de la chambre de combustion peut subir une combustion afin de former un mélange à haute pression de sous-produits de combustion. Le mélange à haute température et à haute pression qui en résulte à la sortie de la chambre de combustion 24 peut être dirigé jusqu'à la section turbine 28. Les gaz de combustion peuvent ensuite sortir de la section turbine 28 avant d'être refoulés dans l'atmosphère via la section échappement 30. La figure 2 est un schéma simplifié illustrant une forme de réalisation d'un injecteur 40 de combustible couplé à un tube à flammes 26 d'une chambre de combustion. L'injecteur 40 de combustible peut fournir au tube à flammes 26 de chambre de combustion un combustible 42 et de l'air comprimé 44 en prémélange en vue de leur combustion. On sait que les fluctuations du rapport d'équivalence provoquées par des perturbations dans l'écoulement d'un combustible constituent l'une des principales causes de la dynamique de combustion dans les turbines à gaz, comme on l'a indiqué ici. Certaines formes de réalisation de l'injecteur 40 de combustible comportent de multiples trajets d'écoulement qui fournissent à la section chambre de combustion 24 différentes concentrations de combustible et d'air. Ces multiples trajets d'écoulement peuvent comprendre un trajet 46 de flux principal et un trajet 48 de flux pilote. Le trajet 46 de flux principal peut fournir un mélange pauvre 42 et 44, en prémélange, de combustible et d'air au tube à flammes 26 de la chambre de combustion. Le combustible principal peut brûler dans les tubes à flammes 26 de la chambre de combustion afin de créer des flammes 56 en prémélange. Les flammes en prémélange sont les flammes créées lorsque le combustible et l'air sont initialement mélangés dans l'injecteur 40 de combustible puis sont brûlés dans les tubes à flammes 26 de la chambre de combustion. Un trajet 48 de flux pilote peut en outre fournir un combustible pulvérisé sous pression ainsi que de l'air comprimé aux tubes à flammes 26 de la chambre de combustion. Le combustible pilote peut brûler dans les tubes à flammes 26 de la chambre de combustion afin de créer une flamme de diffusion 56. Les flammes de diffusion 56 sont des flammes créées lorsque le combustible et l'air se mélangent et brûlent en même temps. Les flammes de diffusion 56 peuvent avoir une température plus élevée que des flammes en prémélange et peuvent servir de flamme chaude localisée afin de stabiliser le processus de combustion et d'empêcher une extinction pauvre.
Selon certaines formes de réalisation décrites plus en détail ici, un système de commande de combustion peut contrôler les impulsions de pression dans les injecteurs 40 de combustible et commander le fonctionnement d'une ou de plusieurs commandes acoustiques correspondantes 50 en réponse à cela. Une commande acoustique appropriée 50 peut être constituée par tout transducteur convertissant une énergie électrique, mécanique ou autre en énergie acoustique suffisante pour générer des ondes acoustiques qui sont transmises par l'intermédiaire de sa buse correspondante d'injection de combustible de façon qu'un noeud de pression soit créé à l'endroit 52 d'injection de combustible. Plus spécifiquement, le fait de 2967240 s réduire à zéro la perturbation de pression à l'endroit de l'injection de combustible, c'est-à-dire dans l'orifice 54 d'injection de combustible, réduit également à zéro la perturbation de l'écoulement du combustible dans l'orifice 54 d'injection de combustible. De la 5 sorte, le noeud de pression qui en résulte à l'endroit 52 de l'injection du combustible supprime et/ou annule les fluctuations d'écoulement du combustible avec l'injecteur 40 de combustible en régulant par voie acoustique l'écoulement du combustible à l'endroit correspondant 52 de l'injection de combustible. Cette 10 suppression/annulation des fluctuations de pression dans l'orifice/le trou 54 d'injection élimine sensiblement les perturbations de l'écoulement du combustible, ce qui supprime l'un des mécanismes fondamentaux dont on estime qu'il est à l'origine de la forte dynamique de combustion associée aux systèmes de combustion en 15 prémélange. Le type de commande acoustique 50 présentant ces aptitudes est choisi d'après les besoins particuliers de l'application, qui peuvent comprendre, sans limitation, le/les types de combustible employés, la configuration physique des injecteurs de combustible, les trajets d'écoulement, etc. Toute commande acoustique 20 appropriée 50 doit uniquement réduire à zéro la/les perturbations de pression à l'endroit de l'injection de combustible, c'est-à-dire dans l'orifice 54 d'injection de combustible, en réduisant ainsi à zéro la/les perturbations de l'écoulement du combustible dans l'orifice 54 d'injection de combustible. 25 Toujours en référence à la figure 2, les impulsions acoustiques dans l'orifice 54 d'injection de combustible peuvent être contrôlées à l'aide d'un capteur 60 qui, par exemple, peut être un capteur piézoélectrique en communication fluidique avec la chambre de combustion 24 pour détecter une impulsion de pression 30 à l'endroit 52 de l'injection du combustible. Le capteur 60 est placé à un endroit où l'impulsion de pression à l'endroit 52 de l'injection de combustible peut être détectée avec précision sans être exposée à une ambiance néfaste. Le capteur 60 peut produire un signal qui correspond à l'impulsion de pression à l'endroit 52 de l'injection du combustible. Ce signal du capteur peut être transmis à un conditionneur 62 de signal qui peut exécuter une ou plusieurs opérations de conditionnement de signal parmi lesquels, sans limitation, la transformation du signal du capteur pour le faire passer du domaine du temps au domaine des fréquences, et un filtrage passe-bande du signal du capteur pour permettre à des signaux dans un intervalle de fréquences prédéfini de circuler jusqu'à une unité de commande correspondante 64. L'unité de commande 64 peut être conçue pour comparer le signal généré à l'aide du conditionneur 62 de signal en une ou plusieurs valeurs seuils, et pour commander la mise en marche de la commande acoustique 50 en réponse à la comparaison. Cet actionnement par réaction commandé de la commande acoustique 50 sert à réduire à zéro la/les perturbations à l'endroit 52 de l'injection du combustible, c'est-à-dire dans l'orifice 54 d'injection de combustible, ce qui réduit à zéro la/les perturbations de l'écoulement dans l'orifice 54 d'injection de combustible, comme expliqué ici. L'injecteur 40 de combustible peut avoir une configuration globalement tubulaire avec un tube intérieur et un tube extérieur 48, 46 disposés de manière concentrique autour d'un axe longitudinal.
Le tube extérieur 46 de l'injecteur 40 de combustible peut comporter un cylindre de prémélange 54 et le tube intérieur 48 peut comporter un pilote. Un espace annulaire entre les tubes intérieur et extérieur 48, 46 peut comporter le trajet de flux principal qui fournit le courant principal de combustible aux tubes à flammes 26 de la chambre de combustion. L'air comprimé issu de la section compresseur 22 représentée sur la figure 1 peut être envoyé dans l'injecteur 40 de combustible par l'intermédiaire d'une vrille d'air, non représentée, qui peut comporter une pluralité d'aubes incurvées ou rectilignes fixées à l'injecteur 40 de combustible pour faire tourbillonner l'air comprimé entrant et contribuer à créer un mélange homogène de combustible et d'air qui constitue la principale source de combustible. La dynamique de combustion risque de provoquer des dégâts/pannes catastrophiques dans les systèmes de combustion lorsqu'on n'en observe avec de très fortes amplitudes, comme expliqué ici. Même lorsque la dynamique est moins grave, elle limite l'enveloppe de fonctionnement de la turbine à gaz et contrarie les meilleures performances possibles. Les formes de réalisation décrites ici offrent l'avantage de servir à limiter les arrêts imprévus des machines et aident également les machines à parvenir aux meilleures performances de fonctionnement en ce qui concerne les émissions et la puissance délivrée, ce qui aboutit à une turbine à gaz plus fiable et plus efficace avec des émissions minimes.
Liste des repères 10 Système de turbine à gaz 20 Moteur à turbine à gaz 22 Section compresseur 24 Section chambre de combustion 26 Tubes à flammes de chambre de combustion 27 Système d'allumage 28 Section turbine 30 Section échappement 40 Injecteur de combustible 42 Combustible en prémélange 44 Air comprimé 46 Trajet de flux principal 48 Trajet de flux pilote 50 Commande(s) acoustiques 52 Endroit d'injection de combustible 54 Cylindre de prémélange d'injection de combustible 56 Flammes de diffusion 60 Capteur d'impulsions de pression 62 Conditionneur de signal 64 Unité de commande

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Système de maîtrise de dynamique de combustion, comportant : un injecteur (40) de combustible conçu pour recevoir un combustible (42) en prémélange via un orifice d'injection de combustible ; et une commande acoustique (50) conçue pour réduire sensiblement à zéro des perturbations de pression dans l'orifice (52) d'injection de combustible en réponse à un signal de commande, de telle sorte que des perturbations de l'écoulement du combustible dans l'orifice (52) d'injection de combustible soient sensiblement nulles en réponse à cela.
  2. 2. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 1, dans lequel l'injecteur (40) de combustible est un injecteur de combustible d'une turbine à gaz choisi entre un injecteur de combustible de turbine à gaz pour l'aviation et un injecteur de combustible de turbine à gaz d'une installation au sol.
  3. 3. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 1, comportant en outre : un capteur (60) conçu pour mesurer la pression acoustique dans l'orifice (52) d'injection de combustible et produire un signal à partir de celle-ci ; un conditionneur (62) de signal conçu pour conditionner le signal du capteur et produire à partir de celui-ci un signal de capteur conditionné ; et une unité de commande (64) conçue pour produire le signal de commande de la commande acoustique en réponse au signal de capteur conditionné.
  4. 4. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 3, dans lequel le conditionneur (62) de signal est conçu pour transformer un signal de capteur du domaine du temps en signal de capteur du domaine des fréquences afin de produire le signal de capteur conditionné.
  5. 5. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 3, dans lequel le conditionneur (62) de signal est conçu pour réaliser un filtrage passe-bande du signal de capteur afin de produire le signal de capteur conditionné.
  6. 6. Système de maîtrise de dynamique de combustion pour moteur à turbine à gaz, le système de maîtrise de dynamique de combustion comportant : un injecteur (40) de combustible ; un tube (54) de combustible en prémélange conçu pour fournir un combustible (42) en prémélange à l'injecteur (40) de combustible via un orifice (52) d'injection de tube de combustible en prémélange ; et une commande acoustique (50) conçue pour réduire sensiblement à zéro des perturbations de pression dans l'orifice (52) d'injection du tube de combustible en prémélange en réponse à un signal de commande de façon que les perturbations de l'écoulement du combustible dans l'orifice (52) d'injection du tube de combustible en prémélange soient sensiblement réduites à zéro en réponse à celui-ci.
  7. 7. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 6, dans lequel le moteur à turbine à gaz est choisi parmi un moteur à turbine à gaz pour l'aviation et un moteur à turbine à gaz pour une installation au sol.
  8. 8. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 6, comportant en outre : un capteur (60) conçu pour mesurer une pression acoustique dans l'orifice (52) d'injection de combustible en prémélange et produire un signal à partir de celle-ci ; un conditionneur (62) de signal conçu pour conditionner le signal du capteur et produire à partir de celui-ci un signal de capteur conditionné ; et une unité de commande (64) conçue pour produire le signal de commande de la commande acoustique en réponse au signal de capteur conditionné
  9. 9. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 8, dans lequel le conditionneur (62) de signal est conçu pour transformer un signal de capteur du domaine du temps en signal de capteur du domaine des fréquences afin de produire le signal de capteur conditionné.
  10. 10. Système de maîtrise de dynamique de combustion selon la revendication 8, dans lequel le conditionneur (62) de signal est conçu pour réaliser un filtrage passe-bande du signal de capteur pour produire le signal de capteur conditionné.
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