FR2982008A1

FR2982008A1 - Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution

Info

Publication number: FR2982008A1
Application number: FR1159704A
Authority: FR
Inventors: Matthieu Francois Rullaud; Bernard Joseph Jean-Pierre Carrere; Hubert Pascal Verdier
Original assignee: Turbomeca SA; SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS; Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2011-10-26
Filing date: 2011-10-26
Publication date: 2013-05-03
Anticipated expiration: 2031-10-26
Also published as: IN2014DN03138A; WO2013060987A3; EP2771618B8; CN203147824U; CN103958970A; CN103958970B; US10551064B2; CA2852393A1; EP2771618B1; JP2014531015A; CA2852393C; JP6177785B2; WO2013060987A2; EP3267111A3; BR112014010215A8; US20140260257A1; RU2014121037A; BR112014010215A2; EP3267111A2; FR2982008B1

Abstract

Paroi annulaire de chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant un côté froid (16a, 18a) et un côté chaud (16b, 18b), une pluralité de trous primaires et de dilution (30) répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de la paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin d'assurer la dilution d'un mélange air/carburant ; et une pluralité d'orifices de refroidissement (32) pour permettre à l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de la paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin de former un film d'air de refroidissement le long de la paroi annulaire, les orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun des orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison theta1 par rapport à une normale N à la paroi annulaire ; La paroi comportant en outre une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement (34) disposés directement en aval des trous de dilution et répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres, les axes géométriques de chacun des orifices additionnels de refroidissement étant disposés dans un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D et inclinés d'un angle d'inclinaison theta2 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion de turbomachine. Elle vise plus particulièrement une paroi annulaire pour chambre de combustion directe ou à flux inversé refroidie par un procédé dit de «multiperforation». Typiquement, une chambre de combustion annulaire de turbomachine est formée d'une paroi annulaire interne (dite aussi virole interne) et d'une paroi annulaire externe (dite aussi virole externe) qui sont reliées en amont par une paroi transversale formant fond de chambre. Les viroles interne et externe sont chacune pourvues d'une pluralité de trous et d'orifices divers permettant à de l'air circulant autour de la chambre de combustion de pénétrer à l'intérieur de celle-ci. Ainsi, des trous dits « primaires » et « de dilution » sont formés dans ces viroles pour acheminer de l'air à l'intérieur de la chambre de combustion. L'air empruntant les trous primaires contribue à créer un mélange air/carburant qui est brûlé dans la chambre, tandis que l'air provenant des trous de dilution est destiné à favoriser la dilution de ce même mélange air/carburant. Les viroles interne et externe sont soumises aux températures élevées des gaz provenant de la combustion du mélange air/carburant.

Afin d'assurer leur refroidissement, des orifices supplémentaires dits de multiperforation sont également percés au travers de ces viroles sur toute leur surface. Ces orifices de multiperforation, inclinés en général à 60°, permettent à l'air circulant à l'extérieur de la chambre de pénétrer à l'intérieur de celle-ci en formant le long des viroles des films d'air de refroidissement. Toutefois, en pratique, il a été constaté que la zone des viroles interne et externe qui est située directement en aval de chacun des trous primaires ou de dilution, du fait notamment de l'absence d'orifices résultant de la technologie de perçage laser utilisée, bénéficie d'un faible niveau de refroidissement avec le risque de formation de criques que cela implique.

Afin de résoudre ce problème, le document US 6,145,319 propose de pratiquer des trous de transition dans la zone des parois située directement en aval de chacun des trous primaires et de dilution, ces trous de transition ayant une inclinaison plus importante que celle des orifices de multiperforation. Toutefois, étant donné qu'il s'agit d'un traitement localisé, cette solution s'avère malheureusement particulièrement onéreuse et elle augmente notablement la durée de fabrication des parois. Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but de pallier de tels inconvénients en proposant une paroi annulaire de chambre de combustion qui assure un refroidissement adéquat des zones situées directement en aval des trous primaires et de dilution. A cet effet, il est prévu une paroi annulaire de chambre de combustion de turbomachine, comportant un côté froid et un côté chaud, ladite paroi annulaire comportant : . une pluralité de trous primaires répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud afin de créer un mélange air/carburant ; . une pluralité de trous de dilution répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud afin d'assurer la dilution du mélange air/carburant ; et . une pluralité d'orifices de refroidissement pour permettre à l'air circulant du côté froid de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi annulaire, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison 01 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire ; caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement disposés d'une part directement en aval desdits trous primaires et d'autre part directement en aval desdits trous de dilution et répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres, les axes géométriques de chacun desdits orifices additionnels de refroidissement étant disposés dans un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D et inclinés d'un angle d'inclinaison 02 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire. La présence des orifices additionnels de refroidissement disposés de façon inclinée dans un plan perpendiculaire au sens d'écoulement des gaz de combustion, directement en aval et au plus près des trous primaires et de dilution, permet d'assurer un refroidissement efficace par rapport à la multiperforation axiale classique où le film d'air est stoppé par la présence de ces trous et cela sans modifier l'écoulement dans la zone primaire. Selon un mode de réalisation de l'invention avantageux, ladite inclinaison 02 desdits orifices additionnels par rapport à la normale N à ladite paroi annulaire est identique à celle 01 desdits orifices de refroidissement. Avantageusement, un diamètre d2 desdits orifices additionnels est identique à un diamètre di desdits orifices de refroidissement et un pas p2 desdits orifices additionnels est identique à un pas pi desdits orifices de refroidissement et lesdits orifices additionnels peuvent présenter une densification plus importante juste en aval des trous primaires et des trous de dilution. De préférence, elle comporte en outre au niveau d'une zone de transition formée en aval de ladite pluralité de rangées d'orifices additionnels, au moins deux rangées d'orifices dont les axes géométriques de chacun desdits orifices sont inclinés, par rapport à un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D, d'une inclinaison déterminée différente pour chacune desdites deux rangées.

Lorsqu'elle comporte ces deux rangées d'orifices, lesdites inclinaisons sont de 30° et 60° respectivement. Lesdites deux rangées d'orifices sont alors soit deux rangées d'orifices additionnels disposées immédiatement en amont d'une rangée d'orifices de refroidissement, soit deux rangées d'orifices de refroidissement disposées immédiatement en aval d'une rangée d'orifices additionnels, ou encore une rangée d'orifices additionnels et une rangée d'orifices de refroidissement adjacente.

Lorsqu'elle comporte plusieurs rangées d'orifices, lesdites inclinaisons sont réparties régulièrement entre 0° et 90°. Avantageusement, le sens d'inclinaison desdits orifices additionnels est contraint par le sens d'écoulement du mélange air/carburant en aval de ladite chambre de combustion. La présente invention a également pour objet une chambre de combustion et une turbomachine (ayant une chambre de combustion) comportant une paroi annulaire telle que définie précédemment.

Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine dans son environnement ; - la figure 2 est une vue partielle et en développé de l'une des parois annulaires de la chambre de combustion de la figure 1 selon un mode de réalisation de l'invention ; et - la figure 3 est une vue partielle et en perspective d'une partie de la paroi annulaire de la figure 2. Description détaillée de l'invention La figure 1 illustre dans son environnement une chambre de combustion 10 pour turbomachine. Une telle turbomachine comporte notamment une section de compression (non représentée) dans laquelle de l'air est comprimé avant d'être injecté dans un carter de chambre 12, puis dans la chambre de combustion 10 montée à l'intérieur de celui-ci. L'air comprimé est introduit dans la chambre de combustion et mélangé à du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute-pression 14 disposée en sortie de la chambre de combustion. La chambre de combustion est de type annulaire. Elle est formée d'une paroi annulaire interne 16 et d'une paroi annulaire externe 18 qui sont réunies en amont par une paroi transversale 20 formant le fond de chambre. Elle peut être directe comme illustrée ou à flux inversé.

Dans ce cas, un coude de retour pouvant également être refroidi par multiperçage est placé entre la chambre de combustion et le distributeur de turbine. Les parois annulaires interne 16 et externe 18 s'étendent selon un axe longitudinal légèrement incliné par rapport à l'axe longitudinal 22 de la turbomachine. Le fond de chambre 20 est pourvu d'une pluralité d'ouvertures 20A dans lesquelles sont montés des injecteurs de carburant 24. Le carter de chambre 12, qui est formé d'une enveloppe interne 12a et d'une enveloppe externe 12b, ménage avec la chambre de combustion 10 des espaces annulaires 26 dans lequel est admis de l'air comprimé destiné à la combustion, à la dilution et au refroidissement de la chambre. Les parois annulaires interne 16 et externe 18 présentent chacune un côté froid 16a, 18a disposé du côté de l'espace annulaire 26 dans lequel circule l'air comprimé et un côté chaud 16b, 18b tourné vers l'intérieur de la chambre de combustion (figure 3). La chambre de combustion 10 se divise en une zone dite « primaire » (ou zone de combustion) et une zone dite « secondaire » (ou zone de dilution) située en aval de la précédente (l'aval s'entend par rapport à une direction générale axiale d'écoulement des gaz issus de la combustion du mélange air/carburant à l'intérieur de la chambre de combustion et matérialisée par la flèche D). L'air qui alimente la zone primaire de la chambre de combustion est introduit par une rangée circonférentielle de trous primaires 28 pratiqués dans les parois annulaires interne 16 et externe 18 de la chambre sur toute la circonférence de ces parois annulaires. Ces trous primaires comportent un bord aval aligné sur une même ligne 28A. Quant à l'air alimentant la zone secondaire de la chambre, il emprunte une pluralité de trous de dilution 30 également formés dans les parois annulaires interne 16 et externe 18 sur toute la circonférence de ces parois annulaires. Ces trous de dilution 30 sont alignés selon une rangée circonférentielle qui est décalée axialement vers l'aval par rapport aux rangées des trous primaires 28 et ils peuvent avoir des diamètres différents avec notamment une alternance de gros et petits trous. Dans la configuration illustrée à la figure 2, ces trous de dilution de diamètres différents présentent toutefois alors un bord aval aligné sur une même ligne 30A. Afin de refroidir les parois annulaires interne 16 et externe 18 de la chambre de combustion qui sont soumises aux températures élevées 5 des gaz de combustion, il est prévu une pluralité d'orifices de refroidissement 32 (illustrés sur les figures 2 et 3). Ces orifices 32, qui assurent un refroidissement des parois 16, 18 par multiperforation, sont répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres. Ces rangées 10 d'orifices de multiperforation couvrent toute la surface des parois annulaires de la chambre à l'exception de zones particulières objets de l'invention précisément délimitées et comprises entre la ligne 28A, 30A formant un axe de transition amont et un axe de transition aval décalé axialement vers l'aval par rapport à cet axe amont et soit sensiblement en 15 avant des trous de dilution (pour l'axe aval 28B) soit sensiblement en avant du plan de sortie de la chambre (pour l'axe aval 30B). Le nombre et le diamètre dl des orifices de refroidissement 32 sont identiques dans chacune des rangées. Le pas pi entre deux orifices d'une même rangée est constant et peut être identique ou non pour 20 toutes les rangées. Par ailleurs, les rangées adjacentes d'orifices de refroidissement sont arrangées de façon à ce que les orifices 32 soient disposés en quinconce comme représenté sur la figure 2. Comme illustré sur la figure 3, les orifices de refroidissement 32 présentent généralement un angle d'inclinaison 01 par rapport à une 25 normale N à la paroi annulaire 16, 18 au travers de laquelle ils sont percés. Cette inclinaison 01 permet à l'air empruntant ces orifices de former un film d'air le long du côté chaud 16b, 18b de la paroi annulaire. Par rapport à des orifices non inclinés, elle permet d'augmenter la surface de la paroi annulaire qui est refroidie. En outre, l'inclinaison 01 des orifices 30 de refroidissement 32 est dirigée de sorte que le film d'air ainsi formé s'écoule dans le sens d'écoulement des gaz de combustion à l'intérieur de la chambre (schématisé par la flèche D). A titre d'exemple, pour une paroi annulaire 16, 18 réalisée en matériau métallique ou céramique et ayant une épaisseur comprise entre 35 0,6 et 3,5mm, le diamètre dl des orifices de refroidissement 32 peut être compris entre 0,3 et 1 mm, le pas dl compris entre 1 et 10 mm et leur inclinaison 01 comprise entre +30° et +70°, typiquement +60°. A titre de comparaison, pour une paroi annulaire ayant les mêmes caractéristiques, les trous primaires 28 et les trous de dilution 30 possèdent un diamètre de l'ordre de 4 à 20 mm.

Selon l'invention, chaque paroi annulaire 16, 18 de la chambre de combustion comporte, disposés directement en aval des trous primaires 28 et de dilution 30 et répartis selon plusieurs rangées circonférentielles, typiquement au moins 5 rangées, depuis l'axe de transition amont 28A, 30A et jusqu'à l'axe de transition aval 28B, 30B, une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement 34. Toutefois, au contraire des orifices de refroidissement précédents qui délivrent un film d'air s'écoulant dans la direction axiale D, le film d'air délivré par ces orifices additionnels s'écoule dans une direction perpendiculaire du fait de leur disposition dans un plan perpendiculaire à cette direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion. Cette multiperforation réalisée perpendiculairement à l'axe de la turbomachine (dans la suite de la description, on parlera de multiperforation giratoire par opposition à la multiperforation axiale des orifices de refroidissement) permet de rapprocher les orifices additionnels des trous primaires ou de dilution et donc d'améliorer l'efficacité du mélange air/carburant. Les orifices additionnels 34 d'une même rangée présentent un même diamètre d2, de préférence identique au diamètre di des orifices de refroidissement 32, sont espacés d'un pas p2 constant qui peut être identique ou non au pas pi entre les orifices de refroidissement 32 et présentent une inclinaison 02, de préférence identique à l'inclinaison 01 des orifices de refroidissement 32 mais disposée dans un plan perpendiculaire. Toutefois, ces caractéristiques des orifices additionnels 34 peuvent, tout en restant dans les plages de valeurs définies précédemment, être sensiblement différentes de celles des orifices de refroidissement 32, c'est-à-dire que l'inclinaison 02 des orifices additionnels d'une même rangée par rapport à une normale N à la paroi annulaire 16, 18 peut être différente de celle 01 des orifices de refroidissement, et le diamètre d2 des orifices additionnels d'une même rangée peut être différent de celui dl des orifices de refroidissement 32.

Toutefois, selon le besoin de refroidissement souhaité, les orifices additionnels 34 derrière la rangée des trous primaires 28 peuvent en outre présenter avantageusement des caractéristiques en matière d'inclinaison, de diamètre ou de pas différentes de ceux disposés derrière la rangée des trous de dilution 30 et, plus particulièrement, au sein d'une même zone une différence du diamètre d2 et du pas p2 peut aussi être réalisée pour densifier ce refroidissement dans les parties les plus contraintes thermiquement, c'est-à-dire celles justes en aval des trous primaires et des gros orifices de dilution, lorsque ces derniers sont formés d'une alternance de gros et de petits orifices comme illustré à la figure 2. Entre la rangée des trous primaires et celle des trous de dilution, l'introduction de la multiperforation giratoire permet en limitant l'élévation du gradient thermique d'éviter la formation de criques en aval des trous primaires 28. La multiperforation en amont des trous de dilution 30 depuis l'axe de transition aval 28B restant de type axial, il est nécessaire de prévoir une zone de transition réalisée par exemple sur deux rangées dans laquelle les trous additionnels de refroidissement 34 sont chacun disposés dans un plan incliné l'un de 30° et l'autre de 60° par rapport à la direction axiale D, les autres paramètres, à savoir le diamètre d2, le pas p2 et l'inclinaison 02 de ces trous additionnels dans ces plans inclinés restant inchangés.

De même, en sortie de chambre, plus précisément à partir de l'axe de transition aval 30B (figure 2), l'introduction de la multiperforation axiale permet de combler le niveau local de giration afin de ne pas perdre le rendement TuHP de la chambre de combustion. De préférence, il est aussi conseillé de prévoir une zone de transition multiperforation giratoire- axiale permettant en lissant les écoulements de réduire le gradient thermique à l'origine d'amorçage de criques. Le profil de température moyen en sortie de chambre est amélioré du fait du mélange plus efficace ainsi obtenu. Cette zone de transition peut par exemple être réalisée sur deux rangées de trous additionnels de refroidissement chacun disposés dans un plan incliné l'un de 30° et l'autre de 60° par rapport à la direction axiale D, les autres paramètres, à savoir le diamètre d2, le pas p2 et l'inclinaison 02 des trous additionnels dans ces plans inclinés restant inchangés. Dans le cas d'une chambre de combustion à flux inversé, cette zone à partir de l'axe 30B peut ne pas exister ou être intégrée au coude de retour.

On notera que si la zone de transition a été décrite au niveau de la multiperforation giratoire, rien n'interdit toutefois de la réaliser au niveau de la multiperforation axiale ou encore à cheval avec une rangée de multiperforation axiale inclinée à 30° et une rangée de multiperforation giratoire inclinée à 60°. De même, cette zone de transition peut comporter plus de deux rangées, l'inclinaison des orifices étant alors répartie régulièrement entre 0° (multiperforation axiale) et 90° (multiperforation giratoire). Par exemple, avec trois rangées, l'inclinaison des orifices sera respectivement de 22,5°, 45° et 67,5°.

Avec l'invention, l'écoulement dans la zone primaire n'est pas modifié, la giration n'impactant pas l'orientation des jets de dilution et en s'affranchissement de la barrière thermique permet un gain de masse et donc de coût. On notera également que pour respecter le sens des écoulements dans le DHP et éviter les décollements aérodynamiques et ainsi conserver le rendement de la turbine haute pression, le sens du perçage de la multiperforation giratoire est figé par l'orientation des aubages du distributeur Haute Pression (DHP) en aval de la chambre de combustion.

Claims

REVENDICATIONS1. Paroi annulaire (16, 18) de chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant un côté froid (16a, 18a) et un côté chaud (16b, 18b), ladite paroi annulaire comportant : . une pluralité de trous primaires (28) répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin de créer un mélange air/carburant ; . une pluralité de trous de dilution (30) répartis selon une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin d'assurer la dilution du mélange air/carburant ; et . une pluralité d'orifices de refroidissement (32) pour permettre à l'air circulant du côté froid (16a, 18a) de ladite paroi annulaire de pénétrer du côté chaud (16b, 18b) afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi annulaire, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison 01 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire ; caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement (34) disposés d'une part directement en aval desdits trous primaires et d'autre part directement en aval desdits trous de dilution et répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres, les axes géométriques de chacun desdits orifices additionnels de refroidissement étant disposés dans un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D et inclinés d'un angle d'inclinaison 02 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire.
2. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite inclinaison 02 desdits orifices additionnels par rapport à la normale N à ladite paroi annulaire est identique à celle 01 desdits orifices de refroidissement.
3. Paroi selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce qu'un diamètre d2 desdits orifices additionnels est identique à un diamètre dl desdits orifices de refroidissement et un pas p2 desdits orifices additionnels est identique à un pas pl desdits orifices de refroidissement.
4. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits orifices additionnels présentent une densification plus importante juste en aval des trous primaires et des trous de dilution.
5. Paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre au niveau d'une zone de transition (28B, 30B) formée en aval de ladite pluralité de rangées d'orifices additionnels, au moins deux rangées d'orifices dont les axes géométriques de chacun desdits orifices sont inclinés, par rapport à un plan perpendiculaire à ladite direction axiale D, d'une inclinaison déterminée différente pour chacune desdites deux rangées.
6. Paroi selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'elle comporte deux 20 rangées d'orifices et lesdites inclinaisons sont de 30° et 60° respectivement.
7. Paroi selon la revendication 6, caractérisée en ce que lesdites deux rangées d'orifices sont deux rangées d'orifices additionnels disposées 25 immédiatement en amont d'une rangée d'orifices de refroidissement, deux rangées d'orifices de refroidissement disposées immédiatement en aval d'une rangée d'orifices additionnels, ou encore une rangée d'orifices additionnels et une rangée d'orifices de refroidissement adjacente. 30
8. Paroi selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'elle comporte plusieurs rangées d'orifices et lesdites inclinaisons sont réparties régulièrement entre 0° et 90°.
9. Paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisée en 35 ce que le sens d'inclinaison desdits orifices additionnels est contraint par lesens d'écoulement du mélange air/carburant en aval de ladite chambre de combustion.
10. Chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant au moins une paroi annulaire (16, 18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
11. Turbomachine comportant une chambre de combustion (10) ayant au moins une paroi annulaire (16, 18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.