FR2970512A1 - Piece annulaire de guidage d'air autour d'une chambre de combustion dans une turbomachine - Google Patents
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Abstract
Turbomachine, comprenant un compresseur centrifuge relié à un diffuseur annulaire (312) pour l'alimentation d'une chambre annulaire de combustion (314), un carter interne (328) porté par le diffuseur et s'étendant axialement jusqu'à des moyens (342) d'injection d'air de ventilation de turbine, et une pièce annulaire (300) en tôle de guidage d'air fixée à son extrémité amont au carter interne et s'étendant vers l'aval jusqu'au droit des orifices de dilution de la paroi interne de la chambre, à distance axiale des moyens d'injection d'air et de l'extrémité aval du carter interne.
Description
Pièce annulaire de guidage d'air autour d'une chambre de combustion dans une turbomachine La présente invention concerne une turbomachine comportant un compresseur centrifuge relié à un diffuseur annulaire pour alimenter en air une chambre annulaire de combustion. De façon connue, la chambre annulaire de combustion de la turbomachine est située dans un espace annulaire délimité par un carter interne et un carter externe. Le carter interne est fixé à son extrémité amont sur le diffuseur dont la sortie est située radialement à l'extérieur de la chambre de combustion. L'air sortant du diffuseur est destiné, principalement, à pénétrer dans la chambre de combustion et à être mélangé à du carburant, et secondairement, à contourner la chambre de combustion pour la refroidir par convection et pour alimenter des orifices primaires et de dilution de la chambre et des moyens d'injection d'air de ventilation et/ou de refroidissement de composants, notamment de turbine, situés en aval de la chambre de combustion.
Le diffuseur est raccordé par un flasque annulaire au carter interne qui s'étend vers l'aval jusqu'aux moyens d'injection d'air précités. Le carter interne délimite avec la paroi interne de la chambre une cavité annulaire ayant un volume relativement important, de sorte que l'air qui contourne la chambre en passant entre celle-ci et le carter interne n'est pas suffisamment guidé et est soumis à des turbulences et à des décollements de flux qui provoquent des pertes de charge et réduisent les performances de la turbomachine. Ce phénomène est amplifié lorsque la chambre est inclinée d'amont en aval vers l'intérieur. La demande EP-A1-1 881 179 de la demanderesse propose un système de ventilation de la paroi interne d'une chambre annulaire de combustion de turbomachine, comprenant une pièce annulaire en tôle qui est agencée radialement entre la chambre de combustion et le carter interne pour délimiter avec la paroi interne de la chambre une veine annulaire d'écoulement d'air sans décollement et à pertes de charge réduites, destinée à refroidir la paroi interne de la chambre et à alimenter des perçages de cette paroi interne et les moyens d'injection d'air précités. Cependant, cette pièce de guidage d'air a une masse relativement importante. L'invention a pour objet un perfectionnement à ce système de ventilation, et a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique au problème de masse importante du système de ventilation de la technique antérieure. Elle propose à cet effet une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant un compresseur centrifuge raccordé à un diffuseur annulaire pour alimenter une chambre annulaire de combustion, un carter annulaire interne s'étendant axialement du diffuseur jusqu'à des moyens d'injection d'air de ventilation de turbine, et une pièce annulaire en tôle de guidage d'air portée par le carter interne et s'étendant autour de celui-ci pour délimiter avec une paroi interne de la chambre une veine annulaire d'écoulement d'air, caractérisée en ce que la pièce de guidage d'air comprend une extrémité aval située sensiblement au droit des orifices de dilution de la paroi interne de la chambre et à distance axiale des moyens précités d'injection d'air. La pièce de guidage d'air selon l'invention assure un écoulement d'air stable, sans décollement et avec des pertes de charge minimales le long de la paroi interne de la chambre de combustion, ce qui permet une alimentation optimale des orifices primaires et de dilution de la paroi interne de la chambre. Cette pièce de guidage a une fonction purement aérodynamique. Selon l'invention, la pièce de guidage a une longueur ou dimension axiale qui est réduite par rapport à la technique antérieure, ce qui permet de réduire sa masse propre de 20 à 400/0 environ dans des cas particuliers de réalisation.
Elle est fixée à son extrémité amont, de préférence par soudage, sur le carter interne et à distance axiale du diffuseur. L'extrémité amont de la pièce de guidage est ainsi écartée axialement de la paroi du diffuseur sur laquelle est fixée l'extrémité amont du carter interne, ce qui permet de réduire la longueur de cette pièce de guidage. L'extrémité amont de la pièce de guidage peut comprendre un rebord annulaire radial pour son soudage sur un rebord annulaire radial du carter interne. L'extrémité aval de la pièce de guidage est située à distance axiale des moyens d'injection d'air et de l'extrémité aval du carter interne, ce qui se traduit également par un raccourcissement de cette pièce. De préférence, cette extrémité aval s'étend sensiblement au droit des parties aval des bords périphériques des orifices de dilution les plus en aval de la paroi interne de la chambre.
La longueur de la pièce de guidage selon l'invention est ainsi optimisée pour assurer sa fonction d'alimentation des orifices primaires et de dilution de la paroi interne de la chambre tout en réduisant significativement sa masse. La pièce de guidage peut comprendre une partie amont cylindrique reliée à une partie aval tronconique sensiblement parallèle à la paroi interne de la chambre. De préférence, la partie tronconique de la pièce de guidage s'étend sensiblement parallèlement à la partie de la paroi interne de la chambre comportant les orifices de dilution. La section (transversale) de la veine d'écoulement d'air entre la paroi interne de la chambre et la pièce de guidage est de préférence dimensionnée pour produire un nombre de Mach de l'ordre de M=0,08 à 0,13 au niveau des orifices primaires de cette paroi, ainsi que pour réaliser un compromis entre le refroidissement par convection de la chambre, l'alimentation des orifices primaires et de dilution de la chambre, et le contournement de la chambre avec un minimum de pertes de charge et sans décollement, ni sillage derrière les obstacles (corps d'injecteurs, bougie, etc.). L'extrémité aval de la pièce de guidage peut être en appui radial sur le carter interne, à distance axiale des moyens d'injection d'air. De préférence, la pièce de guidage d'air comprend à son extrémité aval une paroi sensiblement radiale dont l'extrémité radialement interne est recourbée vers l'aval et/ou vers l'extérieur et s'applique sur le carter interne. En variante, l'extrémité aval de la pièce de guidage est écartée radialement du carter interne et comprend un jonc roulé de raidissement recourbé radialement vers l'intérieur et/ou vers l'amont. La pièce de guidage est alors montée en porte-à-faux sur le carter interne. Dans les deux cas précités, la pièce de guidage est fixée au carter interne uniquement par son extrémité amont, son extrémité aval n'étant pas solidaire du carter interne et des moyens d'injection d'air. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente 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 partielle en coupe axiale d'une turbomachine comportant une pièce annulaire de guidage en tôle selon la technique antérieure ; - la figure 2 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'une autre pièce annulaire de guidage en tôle selon la technique antérieure ; - la figure 3 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine comportant une pièce annulaire de guidage selon l'invention ; et - la figure 4 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine comportant une variante de réalisation de la pièce annulaire de guidage selon l'invention. La figure 1 représente une partie d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant d'amont en aval, dans le sens de l'écoulement des gaz à l'intérieur de la turbomachine, un compresseur centrifuge 10, un diffuseur annulaire 12 et une chambre annulaire de combustion 14.
L'entrée 20 du compresseur centrifuge 10 est orientée vers l'amont, sensiblement parallèlement à l'axe de la turbomachine, et sa sortie 22 est orientée radialement vers l'extérieur, sensiblement perpendiculairement à l'axe de la turbomachine. Le diffuseur 12 a une forme générale annulaire coudée à 90° et comprend une entrée 24 alignée avec la sortie 22 du compresseur, et une sortie 26 qui est orientée vers l'aval et débouche radialement à l'extérieur de la chambre de combustion 14. Le diffuseur 12 est porté par un carter externe 30 qui entoure extérieurement le compresseur 10, le diffuseur 12 et la chambre de combustion 14. Le diffuseur 12 comprend un voile cylindrique amont 32 se terminant par une bride annulaire interne 34 fixée par des moyens appropriés du type vis-écrou à une bride 36 du carter externe 30. Le diffuseur 12 comprend également un flasque annulaire aval à section sensiblement en L qui forme un carter interne 28 et qui comporte une partie radiale 38 qui s'étend vers l'intérieur depuis l'entrée 24 du diffuseur 12, et une partie sensiblement cylindrique qui s'étend vers l'aval depuis l'extrémité radialement interne de la partie radiale 38 et comporte à son extrémité aval une bride annulaire 40 de fixation sur des moyens 42 d'injection d'air de ventilation et/ou refroidissement de composants (notamment de turbine) situés en aval de la chambre de combustion 14. La partie radiale 38 du carter 28 s'étend en aval et le long du rouet du compresseur centrifuge pour délimiter avec celui-ci un passage annulaire radial 44 communiquant à son extrémité radialement externe avec la sortie 22 du compresseur centrifuge. La chambre de combustion 14 a une forme générale tronconique et est inclinée d'amont en aval vers l'intérieur. Elle comporte deux parois de révolution coaxiales 46, 48 s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre et reliées à leurs extrémités amont à une paroi 50 de fond de chambre, ces parois 46, 48 et 50 délimitant entre elles une enceinte annulaire dans laquelle du carburant est amené par des injecteurs (non représentés). La paroi radialement externe 46 de la chambre est fixée à son extrémité aval au carter externe 30, et sa paroi radialement interne 48 est reliée à son extrémité aval à une virole tronconique 54 qui comporte à son extrémité radialement interne une bride annulaire interne 56 de fixation sur les moyens d'injection 42 précités. Les moyens d'injection d'air 42 comprennent un conduit annulaire 67 dont l'entrée 68 débouche radialement vers l'extérieur et est située en aval de la bride 40 du carter et en amont de la bride 56 de la virole 54, et dont la sortie (non représentée) est orientée vers l'aval et est située radialement à l'intérieur de la virole 54. Une petite partie du débit d'air sortant du compresseur centrifuge 10 (flèche 82) passe dans le passage radial 44 formé entre le rouet du compresseur et la partie radiale 38 du carter 28 du diffuseur pour refroidir une partie radialement externe du rouet du compresseur.
La majeure partie du débit d'air sortant du compresseur 10 passe dans le diffuseur 12 (flèche 86) et alimente la chambre de combustion 14 (flèches 88) et des veines annulaires interne 90 et externe 92 de contournement de la chambre de combustion 14 (flèches 94). La veine externe 92 est formée entre le carter externe 30 et la paroi externe 46 de la chambre, et l'air qui passe dans cette veine 92 se partage en un débit qui pénètre dans la chambre à travers des orifices (non représentés) de la paroi 46 de la chambre et en un débit utilisé pour le refroidissement et/ou la ventilation de composants, non représentés, situés en aval de la chambre.
La veine interne 90 est formée entre la paroi interne 48 de la chambre et une pièce annulaire de guidage 100 en tôle qui est agencée radialement entre le carter 28 et la chambre 14. L'air de la veine 90 se partage en un débit qui pénètre dans la chambre à travers des orifices primaires et de dilution 102, 104 de la paroi 48 de la chambre et en un débit qui alimente les moyens d'injection 42. Selon la technique antérieure, la pièce de guidage 100 s'étend axialement du diffuseur 12 aux moyens d'injection d'air 42 et comprend à son extrémité amont un rebord cylindrique 108 orienté vers l'amont qui est engagé depuis l'aval dans une rainure annulaire 110 de centrage débouchant vers l'aval et formée sur le diffuseur, à proximité de son entrée 24. L'extrémité aval 112 de la pièce 100 est fixée par soudure sur les moyens d'injection 42, en amont de l'entrée 68 des moyens d'injection 42. La figure 2 représente une autre pièce annulaire de guidage 200 en tôle de la technique antérieure. L'extrémité aval de la pièce 200 comprend une bride annulaire 212 qui est fixée par boulonnage sur les moyens d'injection 242. Le carter interne 228 de la chambre de combustion 214 a ici une forme sensiblement tronconique s'étendant d'amont en aval vers l'intérieur.
Les pièces de guidage 100 et 200 de la technique antérieure ont l'inconvénient d'avoir une masse relativement importante. La présente invention permet de réduire cette masse grâce à une pièce de guidage dont la longueur est optimisée pour assurer sa fonction aérodynamique de guidage d'air de ventilation et d'alimentation des orifices primaires et de dilution de la paroi interne d'une chambre de combustion de turbomachine. La figure 3 représente un premier mode de réalisation de l'invention dans lequel la pièce de guidage 300 est fixée par son extrémité amont 308 au carter interne 328, son extrémité aval 312 étant en appui radial sur le carter 328 à distance axiale des moyens 346 d'injection d'air.
L'extrémité amont 308 de la pièce de guidage est fixée par soudage sur le carter interne 328. L'extrémité amont 308 comporte un rebord annulaire radial appliqué axialement et soudé sur l'extrémité aval d'un rebord cylindrique 332 du carter interne 328, qui s'étend vers l'aval.
L'extrémité amont 308 de la pièce de guidage est à distance axiale de l'extrémité amont du carter interne 328 et (de l'entrée) du diffuseur 312. Dans l'exemple représenté, la pièce de guidage 300 a une partie amont cylindrique 334 qui est entourée par la partie amont de la chambre de combustion 314 et qui porte à son extrémité amont le rebord radial précité. L'extrémité aval de cette partie cylindrique 334 est reliée à l'extrémité amont d'une partie tronconique 336 qui s'étend d'amont en aval vers l'intérieur, sensiblement parallèlement à la paroi interne 348 de la chambre 314. La partie tronconique 336 de la pièce de guidage s'étend le long de la partie de la paroi interne 348 de la chambre comportant les orifices primaires et de dilution 302, 304, ainsi que des multiperforations, de façon à assurer une bonne alimentation de ces orifices en fonctionnement. L'extrémité aval de la partie tronconique 336 est sensiblement située au droit des parties aval des bords périphériques des orifices de dilution les plus aval de la paroi 348 de la chambre. L'extrémité aval de la partie tronconique 336 est reliée à une paroi d'extrémité 338 sensiblement radiale de la pièce. L'extrémité radialement interne 340 de cette paroi radiale 338 est recourbée vers l'aval et vers l'extérieur et sa surface annulaire interne, à section de forme incurvée convexe, est en appui radial sur le carter interne 328. En fonctionnement, l'extrémité radialement interne 340 de la pièce de guidage 300 peut glisser sur le carter interne. La figure 4 représente une variante de réalisation de la pièce de guidage selon l'invention.
Cette pièce de guidage 300' diffère de celle précédemment décrite en ce que son extrémité aval 342 est à distance radiale du carter interne 328 et en ce qu'elle est montée en porte-à-faux sur le carter 328. L'extrémité aval 342 de la partie tronconique 336 de la pièce 300' est recourbée vers l'aval et forme un jonc roulé de raidissement, à section de forme incurvée convexe, qui entoure à distance le carter interne 328. Le carter interne 328 représenté aux figures 3 et 4 diffère pour l'essentiel des carters internes de la technique antérieure, et en particulier de celui représenté en figure 2, en ce qu'il comprend un rebord cylindrique 332 (surépaissi) de soudage de la pièce de guidage 300, 300', et en ce qu'il est rallongé de façon à ce que sa bride annulaire aval 344 soit appliquée et fixée par boulonnage sur les moyens d'injection d'air 346. Bien que ces modifications du carter entraînent une légère augmentation de sa masse (de l'ordre de 60g), cette augmentation est légèrement compensée par la diminution de la masse entraînée par la réduction de la longueur de la pièce de guidage (de l'ordre de 490g dans le cas de la pièce de guidage 300 de la figure 3, et de l'ordre de 635g dans le cas de la pièce de guidage 300' de la figure 4), dans un exemple de réalisation.20
Claims (9)
- REVENDICATIONS1. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant un compresseur centrifuge raccordé à un diffuseur annulaire (312) pour alimenter une chambre annulaire de combustion (314), un carter annulaire interne (328) s'étendant axialement du diffuseur jusqu'à des moyens (346) d'injection d'air de ventilation de turbine, et une pièce annulaire (300, 300') en tôle de guidage d'air portée par le carter interne et s'étendant autour de celui-ci pour délimiter avec une paroi interne de la chambre une veine annulaire (390) d'écoulement d'air, caractérisée en ce que la pièce de guidage d'air comprend une extrémité aval (340, 342) située sensiblement au droit des orifices de dilution (302, 304) de la paroi interne de la chambre et à distance axiale des moyens précités d'injection d'air.
- 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'extrémité amont (308) de la pièce de guidage d'air (300, 300') est soudée sur le carter interne (328).
- 3. Turbomachine selon la revendication 2, caractérisée en ce que l'extrémité amont (308) de la pièce de guidage d'air (300, 300') comprend un rebord annulaire radial pour sa fixation par soudure sur un rebord annulaire radial du carter interne.
- 4. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'extrémité amont (308) de la pièce de guidage d'air (300, 300') est fixée sur le carter interne à distance axiale du diffuseur.
- 5. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la pièce de guidage d'air (300, 300') comprend une partie amont cylindrique (334) reliée à une partie aval tronconique (336) sensiblement parallèle à la paroi interne (348) de la chambre (314).
- 6. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'extrémité aval (340) de la pièce de guidage d'air (300) est en appui radial sur le carter interne (328).
- 7. Turbomachine selon la revendication 6, caractérisée en ce que la pièce de guidage d'air (300) comprend à son extrémité aval une paroi (338) sensiblement radiale dont l'extrémité radialement interne (340) est recourbée vers l'aval et/ou vers l'extérieur et s'applique sur le carter interne (328).
- 8. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que la pièce de guidage d'air (300') est fixée en porte-à-faux sur le carter interne (328), son extrémité aval étant écartée radialement du carter interne.
- 9. Turbomachine selon la revendication 8, caractérisée en ce que l'extrémité aval (342) de la pièce de guidage d'air (300') comprend un jonc roulé de raidissement.
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116241911A (zh) * | 2023-03-20 | 2023-06-09 | 中国科学院工程热物理研究所 | 氢气燃烧装置 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2030993A5 (fr) * | 1969-08-18 | 1970-11-13 | Motoren Turbinen Union | |
| EP0239020A2 (fr) * | 1986-03-20 | 1987-09-30 | Hitachi, Ltd. | Chambre de combustion pour une turbine à gaz |
| US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
| EP1881179A2 (fr) * | 2006-07-19 | 2008-01-23 | Snecma | Système de ventilation de paroi de chambre de combustion dans une turbomachine |
-
2011
- 2011-01-14 FR FR1150327A patent/FR2970512B1/fr active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2030993A5 (fr) * | 1969-08-18 | 1970-11-13 | Motoren Turbinen Union | |
| EP0239020A2 (fr) * | 1986-03-20 | 1987-09-30 | Hitachi, Ltd. | Chambre de combustion pour une turbine à gaz |
| US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
| EP1881179A2 (fr) * | 2006-07-19 | 2008-01-23 | Snecma | Système de ventilation de paroi de chambre de combustion dans une turbomachine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116241911A (zh) * | 2023-03-20 | 2023-06-09 | 中国科学院工程热物理研究所 | 氢气燃烧装置 |
| CN116241911B (zh) * | 2023-03-20 | 2024-05-17 | 中国科学院工程热物理研究所 | 氢气燃烧装置 |
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|---|---|
| FR2970512B1 (fr) | 2013-01-04 |
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