FR2996598A1

FR2996598A1 - Chambre de combustion pour une turbomachine

Info

Publication number: FR2996598A1
Application number: FR1259435A
Authority: FR
Inventors: Francois Leglaye; Jean-Francois Cabre; Patrice Andre Commaret
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2012-10-04
Filing date: 2012-10-04
Publication date: 2014-04-11
Anticipated expiration: 2032-10-04
Also published as: FR2996598B1

Abstract

L'invention concerne une chambre de combustion (1) pour une turbomachine comportant des viroles annulaires interne et externe (5) reliées à leurs extrémités amont par une paroi de fond de chambre (6) sur laquelle sont montés des injecteurs, ladite chambre (1) comportant des déflecteurs (10) montés en aval de la paroi de fond de chambre (6) et autour des injecteurs. Chaque déflecteur (10) comporte au moins un rebord périphérique (16) recourbé vers l'aval et situé à proximité de la virole interne et/ou de la virole externe (5). La paroi de fond de chambre (6) comportant en outre des trous (17) de passage d'air destiné à impacter le déflecteur (10). Les déflecteurs (10) comportent des trous (20) de passage d'air ménagés à proximité de la périphérie interne ou externe du déflecteur correspondant (10).

Description

Chambre de combustion pour une turbomachine La présente invention concerne une chambre de combustion pour une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Comme cela est connu du document FR 2 889 732, une chambre de combustion comporte classiquement une virole annulaire externe et une virole annulaire interne reliées à leurs extrémités amont par une paroi de fond de chambre sur laquelle sont montés des injecteurs. La chambre de combustion comporte en outre des déflecteurs montés en aval de la paroi de fond de chambre et autour des injecteurs. Chaque déflecteur comporte un rebord périphérique recourbé vers l'aval et s'étendant à proximité de la virole interne et de la virole externe. La paroi de fond de chambre comporte en outre des trous de passage d'air destiné à impacter le déflecteur puis à passer vers l'aval en traversant l'espace ménagé entre le rebord, d'une part, et les viroles interne et externe, d'autre part. L'air passant par ces trous permet de refroidir par impact le déflecteur, afin d'éviter que celui-ci dépasse une température de 950°C, sachant que la flamme générée dans la chambre de combustion a une température de l'ordre de 2200°C. En outre, le film d'air passant entre le rebord et les viroles interne et externe permet de refroidir à la fois le rebord et les viroles elles-mêmes. En fonctionnement, les jets d'air froid issus des trous éloignés de l'injecteur sont cisaillés par l'air issu des trous situés à proximité de l'injecteur. Un tel cisaillement diminue l'efficacité du refroidissement par impact dans les zones éloignées de l'injecteur. Par conséquent, les périphéries interne et externe des déflecteurs sont moins efficacement refroidies et, sous l'effet de la chaleur, peuvent être le lieu d'apparition de fissures dues à des dilatations différentielles.

Le débit d'air servant au refroidissement du déflecteur doit par ailleurs être limité, puisqu'il est puisé sur l'air issu du compresseur. Le prélèvement d'un trop fort débit d'air pour un tel refroidissement a donc un effet néfaste sur les performances de la turbomachine.

L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème. A cet effet, elle propose une chambre de combustion pour une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une virole annulaire interne et une virole annulaire externe reliées à leurs extrémités amont par une paroi de fond de chambre sur laquelle sont montés des injecteurs, ladite chambre comportant des déflecteurs montés en aval de la paroi de fond de chambre et autour des injecteurs, chaque déflecteur comportant au moins un rebord périphérique recourbé vers l'aval et situé à proximité de la virole interne et/ou de la virole externe, la paroi de fond de chambre comportant en outre des trous de passage d'air destiné à impacter le déflecteur puis à passer vers l'aval en traversant l'espace ménagé entre le rebord, d'une part, et la virole interne et/ou la virole externe, d'autre part, caractérisée en ce que l'un au moins des déflecteurs comporte au moins un trou de passage d'air reliant l'espace ménagé entre le déflecteur et la paroi de fond de chambre et l'espace interne de la chambre de combustion situé en aval des déflecteurs, ledit trou étant ménagé à proximité de la périphérie interne ou de la périphérie externe du déflecteur correspondant. De cette manière, une partie du débit d'air pénétrant dans l'espace situé entre la paroi de fond de chambre et le déflecteur traverse le trou de passage d'air du déflecteur, de façon à réduire le cisaillement des jets d'air impactant les périphéries externe et interne du déflecteur. Ces zones sont donc mieux refroidies par impact. En outre, l'air traversant le trou du déflecteur permet encore d'améliorer le refroidissement par pompage thermique, c'est-à-dire par échange de chaleur entre l'air (source froide) et le déflecteur (source chaude) au niveau de la surface interne du trou. L'amélioration du refroidissement évite l'apparition de fissures dans le déflecteur, sans nécessiter de prélèvement supplémentaire sur le débit d'air issu du compresseur. Selon une caractéristique de l'invention, le trou de passage d'air du déflecteur est orienté et disposé de manière à ce que l'air le traversant impacte le rebord périphérique du déflecteur. On améliore ainsi le refroidissement du rebord périphérique. Dans ce cas également, un film d'air froid issu du trou du déflecteur peut lécher la paroi du déflecteur tournée du côté de la flamme, de façon à accentuer encore le refroidissement. Selon une autre caractéristique de l'invention, les viroles interne et externe s'étendent autour d'un axe longitudinal, le trou de passage d'air du déflecteur étant incliné d'un angle compris entre 40° et 80° par rapport à l'axe longitudinal, préférentiellement de l'ordre de 60°. De préférence, les déflecteurs forment des secteurs angulaires adjacents, montés en aval de la paroi annulaire de fond de chambre de façon à la recouvrir, chaque déflecteur comportant une périphérie interne courbe et une périphérie externe courbe, reliées par deux bords latéraux s'étendant radialement, le rebord périphérique du déflecteur s'étendant au moins le long desdites périphéries interne et externe. Avantageusement, chaque trou de passage d'air du déflecteur est situé à proximité de la zone de jonction entre la périphérie interne ou la périphérie externe, d'une part, et l'un des bords latéraux du déflecteur, d'autre part. On a constaté que ces zones de jonction sont les zones les plus chaudes en fonctionnement. La caractéristique précitée permet donc mieux refroidir ces zones critiques.

Le trou de passage d'air du déflecteur peut être cylindrique ou présenter une forme oblongue.

En outre, le trou de passage d'air du déflecteur peut être dimensionné de manière à ce qu'un premier débit d'air Q1 circule au travers dudit trou de passage d'air et qu'un second débit d'air Q2 circule entre le rebord du déflecteur et les viroles interne et externe, le rapport Q2/Q1 étant au moins égal à 3, préférentiellement au moins égal à 4. Un tel ratio permet de conserver un débit d'air Q2 suffisamment important pour avoir un refroidissement satisfaisant des viroles interne et externe. Il n'est en effet pas souhaitable de réduire trop fortement le débit d'air passant entre le rebord et les viroles interne et externe.

Selon une forme de réalisation de l'invention, le déflecteur comporte des ergots et/ou des ailettes destinés à former des surfaces d'échange supplémentaires avec l'air issu des trous de la paroi de fond de chambre et/ou avec l'air issu du trou du déflecteur. L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comporte une chambre de combustion du type précité. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux 20 dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de l'art antérieur, - la figure 2 est une vue de détail d'une partie de la figure 1, - la figure 3 est une vue correspondant à la figure 2, illustrant une 25 première forme de réalisation de l'invention, - la figure 4 est une vue de face du déflecteur de la figure 3, - les figures 5 et 6 sont des vues correspondant à la figure 2, illustrant respectivement une seconde et une troisième forme de réalisation de l'invention. 30 Les figures 1 et 2 illustrent une chambre de combustion 1 d'un turboréacteur conformément à l'art antérieur. Le turboréacteur comporte un compresseur non représenté dans lequel de l'air est comprimé avant d'être injecté par un conduit annulaire de diffusion dans un carter de chambre 2, puis dans la chambre de combustion 1 montée dans ledit carter 2. L'air comprimé est introduit dans la chambre de combustion 1 et mélangé à du carburant issu d'injecteurs 3. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute pression située en aval de la sortie de la chambre 1. La chambre de combustion 1, qui est du type annulaire, comporte une virole radialement interne 4 et une virole radialement externe 5 coaxiales, dont les extrémités amont sont reliées par une paroi de fond 6 s'étendant radialement. Les viroles interne et externe 4, 5 s'étendent autour d'un axe longitudinal A légèrement incliné par rapport à l'axe de la turbomachine. La paroi de fond de chambre 6 comporte une pluralité d'ouvertures 7 servant au montage des têtes 8 des injecteurs de carburant 3. Les têtes 8 sont orientées suivant l'axe A. Le carter de chambre 2, qui est formé d'une enveloppe interne 2a et d'une enveloppe externe 2b, ménage avec la chambre de combustion 1 un espace annulaire 9 dans lequel est admis l'air comprimé destiné à la combustion, à la dilution et au refroidissement de la chambre 1. La chambre de combustion 1 comporte en outre des déflecteurs 10 montés en aval de la paroi de fond 6 et destinés à la protéger de la flamme formée dans la chambre de combustion 1. Chaque déflecteur 10 présente une forme générale de secteur angulaire et comporte un manchon cylindrique central 11 s'étendant vers l'amont et servant au montage des têtes d'injecteur 8, un bord périphérique interne 12 et un bord périphérique externe 13 reliés par des bords latéraux radiaux. Les déflecteurs 10 sont disposés de façon adjacente par leurs bords radiaux, de manière à former une couronne annulaire de déflecteurs 10 protégeant la paroi de fond 6.

Les bords périphériques interne et externe 12, 13 comportent respectivement des rebords 15, 16 s'étendant vers l'aval, parallèlement aux viroles interne et externe 4, 5 et espacés de ces dernières d'une distance d. La paroi de fond de chambre 6 comporte une pluralité de trous 17 servant au passage d'air issu du compresseur et débouchant dans l'espace annulaire 18 ménagé entre la paroi de fond 6 et le déflecteur 10. Comme cela est mieux représenté à la figure 2, les trous 17 sont régulièrement répartis depuis une zone proche de l'axe A de la tête d'injecteur 8 jusque dans une zone éloignée de celui-ci. Les jets d'air issus de ces trous 17 impactent le déflecteur 10 de manière à le refroidir par impact, afin d'éviter que celui-ci ne dépasse une température de 950°C, sachant que la flamme générée dans la chambre de combustion 1 a une température de l'ordre de 2200°C. En outre, le film d'air passant entre les rebords 15, 16 et les viroles interne et externe 4, 5 permet de refroidir à la fois lesdits rebords 15, 16 et les viroles 4, 5 elles-mêmes. Comme indiqué précédemment, en fonctionnement, les jets d'air froid issus des trous 17 éloignés de la tête d'injecteur 8 sont cisaillés par l'air issu des trous 17 situés à proximité de la tête 8. Un tel cisaillement diminue l'efficacité du refroidissement par impact dans les zones éloignées de la tête 8. Par conséquent, les périphéries interne et externe 12, 13 des déflecteurs 10 sont moins efficacement refroidies et, sous l'effet de chaleur, peuvent être le lieu d'apparition de fissures dues à des gradients thermiques importants générant des dilatations différentielles. Les zones les plus critiques sont en particulier les zones de coin 19 du déflecteur 10 (Figure 4), c'est-à-dire les zones de jonction entre les bords périphériques interne et externe 12, 13 et les bords latéraux 14 du déflecteur 10. Le débit d'air servant au refroidissement du déflecteur 10 doit par ailleurs être limité, puisqu'il est puisé sur l'air issu du compresseur. Le prélèvement d'un trop fort débit d'air pour un tel refroidissement diminue 30 donc les performances de la turbomachine.

Les figures 3 et 4 illustrent une forme de réalisation de l'invention, qui diffère de l'art antérieur en ce que des trous 20 sont ménagés dans le déflecteur 10, dans une zone éloignée de la tête d'injecteur 8, plus précisément à proximité des zones 19 de jonction entre la périphérie interne 12 et la périphérie externe 13, d'une part, et les bords latéraux 14 du déflecteur 10, d'autre part. Le débouché de chaque trou 20 dans l'espace annulaire 18 est de préférence plus proche de la tête d'injecteur 8 que le débouché de certains trous 17, éloignés de la tête d'injecteur 8 correspondante. De cette manière, les flux d'air issus de ces trous 17 éloignés de la tête 8 et impactant le déflecteur 10 sont moins cisaillés par le flux issu des autres trous 17 environnants, puisqu'une une partie de ce flux s'échappe par les trous 20 du déflecteur 10. L'efficacité du refroidissement qui en découle est donc largement améliorée.

En outre, la position et l'orientation des trous 20 du déflecteur 10 sont telles que l'air issu de ces trous 20 impacte directement le rebord correspondant 15, 16 de manière à le refroidir. L'air s'échappant par ces trous 20 peut également venir lécher la surface du déflecteur 10 tournée vers la flamme, de manière à améliorer encore le refroidissement du déflecteur 10 dans les zones critiques 19 précitées. En outre, l'air traversant les trous 20 du déflecteur 10 refroidit les zones de coin 19 par pompage thermique, c'est-à-dire par échange de chaleur entre l'air (source froide) et le déflecteur 10 (source chaude) au niveau de la surface interne de chaque trou 20. L'amélioration du refroidissement du déflecteur 10 évite ainsi l'apparition de fissures, sans nécessiter de prélèvement supplémentaire sur le débit d'air issu du compresseur. Les trous 20 du déflecteur 10 sont inclinés d'un angle compris entre 40° et 80° par rapport à l'axe A, préférentiellement de l'ordre de 60°. La distance d est comprise entre 1 et 10 mm et la longueur de chaque rebord 15, 16 est comprise entre 1 et 10 mm.

Les trous 20 du déflecteur 10 peuvent être cylindriques, comme représenté aux figures 3 à 6, ou encore de forme oblongue (par exemple des fentes - voir zone de coin inférieure droite à la figure 4). Plusieurs rangées de trous 20 par zone de coin 19 peuvent également être prévues (voir zone de coin inférieure gauche à la figure 4). Les trous 20 du déflecteur 10 sont dimensionnés et positionnés de manière à ce qu'un premier débit d'air Q1 circule au travers desdits trous 20 et qu'un second débit d'air Q2 circule entre les rebords 15, 16 du déflecteur 10 et les viroles interne et externe 4, 5, le rapport Q2/Q1 étant au moins égal à 3, préférentiellement au moins égal à 4. Comme indiqué précédemment, un tel ratio permet de conserver un débit d'air Q2 suffisamment important pour avoir un refroidissement satisfaisant des viroles interne et externe 4, 5. Il n'est en effet pas souhaitable de réduire trop fortement le débit d'air passant entre les rebords 15, 16 et les viroles interne et externe 4, 5. Le déflecteur peut également comporter des ergots 21 (figure 5) et/ou des ailettes 22 (figure 6) destinés à former des surfaces d'échange supplémentaires avec l'air issu des trous 17 de la paroi de fond 6. Ces ergots 21 ou ces ailettes 22 sont de préférence disposés au niveau de l'extrémité amont des rebords 15, 16 des déflecteurs 10 et s'étendent dans l'espace ménagé entre le déflecteur 10, la virole correspondante 4, 5 et la paroi de fond 6. Les ailettes 22 peuvent également conférer une meilleure rigidité au déflecteur 10.25

Claims

REVENDICATIONS1. Chambre de combustion (1) pour une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une virole annulaire interne (4) et une virole annulaire externe (5) reliées à leurs extrémités amont par une paroi de fond de chambre (6) sur laquelle sont montés des injecteurs (3, 8), ladite chambre (1) comportant des déflecteurs (10) montés en aval de la paroi de fond de chambre (6) et autour des injecteurs (3, 8), chaque déflecteur (10) comportant au moins un rebord périphérique (15, 16) recourbé vers l'aval et situé à proximité de la virole interne (4) et/ou de la virole externe (5), la paroi de fond de chambre (6) comportant en outre des trous (17) de passage d'air destiné à impacter le déflecteur (10) puis à passer vers l'aval en traversant l'espace ménagé entre le rebord (15, 16), d'une part, et la virole interne (4) et/ou la virole externe (5), d'autre part, caractérisée en ce que l'un au moins des déflecteurs (10) comporte au moins un trou (20) de passage d'air reliant l'espace (18) ménagé entre le déflecteur (10) et la paroi de fond de chambre (6) et l'espace interne de la chambre de combustion (1) situé en aval des déflecteurs (10), ledit trou (20) étant ménagé à proximité de la périphérie interne (12) ou de la périphérie externe (13) du déflecteur correspondant (10).
2. Chambre de combustion (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le trou (20) de passage d'air du déflecteur (10) est orienté et disposé de manière à ce que l'air le traversant impacte le rebord périphérique (15, 16) du déflecteur (10).
3. Chambre de combustion (1) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce les viroles interne et externe (4, 5) s'étendent autour d'un axe longitudinal (A), le trou (20) de passage d'air du déflecteur (10) étant incliné d'un angle compris entre 40° et 80° par rapport à l'axe longitudinal (A), préférentiellement de l'ordre de 60°. 2 996 5 9 8 10
4. Chambre de combustion (1) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que les déflecteurs (10) forment des secteurs angulaires adjacents, montés en aval de la paroi annulaire de fond de chambre (6) de façon à la recouvrir, chaque déflecteur (10) comportant une 5 périphérie interne (12) courbe et une périphérie externe (13) courbe, reliées par deux bords latéraux (14) s'étendant radialement, le rebord du déflecteur (15, 16) s'étendant au moins le long desdites périphéries interne et externe (12, 13).
5. Chambre de combustion (1) selon la revendication 4, 10 caractérisée en ce que chaque trou (20) de passage d'air du déflecteur (10) est situé à proximité de la zone de jonction (19) entre la périphérie interne (12) ou la périphérie externe (13), d'une part, et l'un des bords latéraux (14) du déflecteur (10), d'autre part.
6. Chambre de combustion (1) selon l'une des revendications 1 à 15 5, caractérisée en ce que le trou (20) de passage d'air du déflecteur (10) est cylindrique ou présente une forme oblongue.
7. Chambre de combustion (1) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que le trou (20) de passage d'air du déflecteur (10) est dimensionné de manière à ce qu'un premier débit d'air Q1 circule au 20 travers dudit trou (20) de passage d'air et qu'un second débit d'air Q2 circule entre le rebord (15, 16) du déflecteur (10) et les viroles interne et externe (4, 5), le rapport Q2/Q1 étant au moins égal à 3, préférentiellement au moins égal à 4.
8. Chambre de combustion (1) selon l'une des revendications 1 à 25 7, caractérisé en ce que le déflecteur (10) comporte des ergots (21) et/ou des ailettes (22) destinés à former des surfaces d'échange supplémentaires avec l'air issu des trous (17) de la paroi de fond de chambre (6) et/ou avec l'air issu du trou (20) du déflecteur (10).
9. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur 30 d'avion, caractérisée en ce qu'elle comporte une chambre de combustion (1) selon l'une des revendications 1 à 8.