FR3021097A1 - Chambre de combustion a flux inverse comprenant une paroi de coude optimisee - Google Patents
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Abstract
Chambre de combustion annulaire à flux inversé de turbomachine, présentant une direction axiale, une direction radiale et une direction azimutal, comprenant une paroi annulaire (12) de coude de sortie de chambre dans laquelle sont ménagés uniquement des trous de refroidissement (160), les trous de refroidissement (160) étant disposés selon au moins deux rangées azimutales (16A, 16B, 16C), au moins une première rangée azimutale (16A) de premiers trous (160A) étant disposée en amont d'au moins une deuxième rangée azimutale (16B) de deuxièmes trous (160B), l'axe géométrique (T) de chacun des trous (160) formant un angle (β) avec un plan radial (P), l'angle (β1) des premiers trous étant plus grand que l'angle (β2) des deuxièmes trous.
Description
DOMAINE DE L'INVENTION L'invention concerne le domaine des chambres de combustion de turbomachine, et plus particulièrement le domaine des chambres de combustion annulaires de turbomachine et notamment, mais pas 5 exclusivement, de turbomoteur d'hélicoptère. Le terme « turbomachine » désigne l'ensemble des appareils à turbine à gaz produisant une énergie motrice, parmi lesquels on distingue notamment les turboréacteurs fournissant une poussée nécessaire à la propulsion par réaction à l'éjection à grande vitesse de gaz chauds, et les turbomoteurs dans lesquels l'énergie motrice est fournie par la rotation d'un arbre moteur. Par exemple, des turbomoteurs sont utilisés comme moteur pour des hélicoptères, des navires, des trains, ou encore comme moteur industriel. Les turbopropulseurs (turbomoteur entrainant une hélice) sont également des turbomoteurs utilisés comme moteur d'avion. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Une chambre de combustion annulaire à flux inversé classique de turbomachine présente une direction axiale, une direction radiale et une direction azimutale, et comprend une paroi annulaire de coude de sortie de chambre. L'optimisation du refroidissement de cette paroi annulaire de coude de sortie de chambre est souvent problématique. PRESENTATION DE L'INVENTION Un mode de réalisation concerne une chambre de combustion annulaire à flux inversé de turbomachine, présentant une direction axiale, 25 une direction radiale et une direction azimutal, comprenant une paroi annulaire de coude de sortie de chambre dans laquelle sont ménagés uniquement des trous de refroidissement, les trous de refroidissement étant disposés selon au moins deux rangées azimutales, au moins une première rangée azimutale de premiers trous étant disposée en amont 30 d'au moins une deuxième rangée azimutale de deuxièmes trous, l'amont et l'aval étant considérés selon le sens d'écoulement des gaz depuis l'amont vers l'aval au sein de la chambre de combustion, l'axe géométrique de chacun des trous formant un angle avec un plan radial, dit premier angle, et, considéré de l'amont vers l'aval, l'angle des premiers 35 trous est plus grand que l'angle des deuxièmes trous.
On comprend que la paroi de coude de sortie de chambre de combustion (appelée ci-après, sauf indication contraire, « la paroi »), comprend uniquement des trous de refroidissement (ces trous étant des trous traversant), ces trous de refroidissement pouvant être de plusieurs types différents. Notamment, un trou de refroidissement est un trou dont le diamètre est au plus égal à l'épaisseur de la paroi. Un trou présentant un diamètre supérieur à l'épaisseur de la paroi ne permet pas d'orienter un flux de gaz de manière satisfaisante, de sorte que le flux issu de ce trou ne peut pas refroidir efficacement la paroi. Ainsi, un trou présentant un diamètre supérieur à l'épaisseur de la paroi n'est pas un trou de refroidissement. Par la suite, et sauf indication contraire, par le terme « trou » on entend « trou de refroidissement ». La paroi peut comprendre plusieurs rangées de plusieurs trous de types différents, chaque rangée comprenant un unique type de trou.
Par exemple, la paroi peut comprendre une ou plusieurs rangées de premiers trous, une ou plusieurs rangées de deuxièmes trous, une ou plusieurs rangées de troisièmes trous, etc., les premiers , deuxièmes et troisièmes trous étant de type différents. Par « type » d'un trou, on entend ses caractéristiques physiques, à savoir notamment, mais pas uniquement, son angle. On comprend également, que la ou les rangées de premiers trous sont disposées en amont de la ou les rangées de deuxièmes trous, elle(s)-même(s) étant disposées en amont de la ou les rangées de troisièmes trous, etc. On notera que par « plan radial », on entend un plan qui s'étend selon une direction radiale et qui comprend l'axe définissant la direction axiale de la chambre de combustion (ou axe symétrie de révolution de la chambre de combustion). Par la suite, et sauf indication contraire, l'angle formé entre l'axe géométrique de chacun des trous avec un plan radial sera 30 indifféremment nommé « l'angle » ou « le premier angle ». De manière générale, on comprend que lorsque la paroi présente plusieurs rangées de trous de types différents, chaque rangée comprenant un unique type de trou, l'angle des trous de la ou des rangées d'un type de trous (par exemple, un type n de trous) est supérieur à 35 l'angle des trous de la ou des rangées du type suivant de trous (par exemple, le type n+1 de trous). En d'autres termes, considérés de l'amont vers l'aval, et d'un type à l'autre de trous, l'angle est décroissant. L'angle des trous des rangées de types de trous différents étant décroissant de l'amont vers l'aval, on comprend que la composante azimutale du flux de gaz de refroidissement pénétrant dans le coude de sortie de la chambre de combustion au travers de ces trous est décroissante de l'amont vers l'aval tandis que la composante axiale est croissante. En d'autres termes, en amont du coude, l'air de refroidissement injecté par la ou les premières rangées de trous est plus tourbillonnant (i.e. tourne autour direction axiale de la chambre de combustion), que l'air de refroidissement injecté par la ou les rangées suivantes de trous de type différent. Une telle configuration permet d'optimiser le refroidissement de la paroi, notamment en générant un flux de refroidissement tourbillonnant qui refroidie la paroi sur un plus grand parcours qu'un flux non tourbillonnant, tout en contrôlant le flux de gaz en sortie de la chambre de combustion, les parties ou éléments en aval de la chambre de combustion devant être alimentées par un flux tourbillonnant maîtrisé. Par ailleurs, la présence de trous uniquement de refroidissement permet une meilleure maitrise des flux de gaz, en particulier des flux de gaz de refroidissement, au sein de la chambre de combustion, notamment dans le coude de sortie de chambre. De plus, en présentant uniquement des trous de refroidissement, la paroi est plus résistante que les parois de l'état de la technique qui présentent d'autres types de trous qui fragilisent la paroi. Dans certains modes de réalisation, la chambre de combustion comprend au moins une troisième rangée azimutale de troisièmes trous disposée en aval de la deuxième rangée, et, considéré de l'amont vers l'aval, l'angle des deuxièmes trous est plus grand que l'angle des troisièmes trous. Une telle troisième rangée de troisièmes trous permet d'encore améliorer la précision de l'orientation du flux de refroidissement depuis l'amont vers l'aval de la paroi. Dans certains modes de réalisation, l'angle, ou premier angle, 35 est compris entre 00 et 900.
On comprend que l'angle est décroissant depuis une valeur maximale de 90° au voisinage de l'amont de la paroi vers une valeur minimale de 00 au voisinage de l'aval de la paroi. On s'assure ainsi que les trous, et donc les flux de refroidissement, sont globalement orientés dans 5 un même sens de rotation autour de la direction axiale depuis l'amont vers l'aval de la paroi. Dans les deux cas extrêmes, lorsque l'angle est égal à 90°, on comprend que le trou (et donc le flux généré) est orienté azimutalernent (composante axiale nulle) tandis que lorsque l'angle est égal à 0°, on comprend que le trou (et donc le flux généré) est orienté 10 axialement (composante azimutale nulle). Dans certains modes de réalisation, la chambre de combustion comprend depuis l'amont vers l'aval, au moins trois régions annulaires, à savoir une région amont, une région intermédiaire et une région aval, l'angle (ou premier angle) des trous disposés dans la région amont étant 15 compris entre 70° et 90°, l'angle (ou premier angle) des trous disposés dans la région intermédiaire étant compris entre 30° et 70°, et l'angle (ou premier angle) des trous disposés dans la région aval étant compris entre 0° et 30°. Des trous présentant de tels angles dans chacune de ces 20 régions amont, intermédiaire et aval permet de maitriser très finement le flux tourbillonnant de gaz de refroidissement. On optimise ainsi les effets du flux de refroidissement. Dans certains modes de réalisation, dans chacune des régions les trous présentent un angle, ou premier angle, identique. 25 Un angle identique dans chaque région permet d'améliorer l'homogénéité du refroidissement dans chaque région et d'optimiser l'usinage de la paroi. Dans certains modes de réalisation, l'axe géométrique de chacun des trous forme un angle avec une normale de la paroi annulaire 30 de coude, dit deuxième angle, l'ensemble des trous présentant un deuxième angle identique. On comprend donc que, considéré de l'amont vers l'aval, le deuxième angle est constant. Les inventeurs ont constaté avec surprise qu'un deuxième angle constant permet une bonne maîtrise du flux 35 tourbillonnant.
Un mode de réalisation concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion selon l'un quelconque des modes de réalisation décrits dans le présent exposé. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles : - la figure 1 représente une turbomachine comprenant une 10 chambre de combustion à flux inversé selon l'invention, - la figure 2 représente une paroi annulaire de coude de sortie de la chambre de combustion de la figure 1, - la figure 3 représente une vue détaillée de la paroi de la figure 2, 15 - les figures 3A, 3B, 3C et 3D représentent respectivement des vues en coupe respectivement selon les plans A, B, C et D de la figure 3. DESCRIPTION DETAILLEE D'EXEMPLES DE REALISATION La figure 1 représente une turbomachine 100 équipée d'une chambre de combustion annulaire à flux inversé 10 tandis que les figures 20 2 et 3 représentent plus en détail la paroi annulaire de coude 12 de cette chambre de combustion 10. On notera que la paroi 12 est la paroi extérieure du coude, mais que l'invention est bien entendu applicable à la paroi annulaire intérieure de coude 14. La chambre de combustion 10 présente une direction axiale 25 (selon l'axe X), une direction radiale R et une direction azimutale Y. La chambre de combustion 10 présente une symétrie de révolution autour de l'axe X. Plus particulièrement, la paroi 12 présente une forme générale concave à symétrie de révolution. Dans cet exemple, la paroi 12 présente 30 une forme générale sensiblement de demi-tore, le tore étant coupé perpendiculairement à son axe de révolution, ou de moule à « donut ». Sur la figure 1, les flèches en trait épais représentent la direction d'écoulement des gaz au sein de la chambre de combustion 10. Ainsi, la portion annulaire extérieure 12A forme l'amont de la paroi 12 35 tandis que la portion annulaire intérieure 12B forme l'aval de la paroi 12.
Dans cet exemple, la paroi 12 présente une pluralité de rangées azimutales 16 de trous 160 de refroidissement, et comprend uniquement de trous de refroidissement. Comme représenté sur la figure 2, une rangée azimutale 16 est formée par l'ensemble des trous 160 disposés sur un même cercle symbolique C représenté en trait discontinu. Dans cet exemple, la paroi 12 présente trois régions comprenant chacune plusieurs rangées de trous (voir figures 2 et 3), à savoir depuis l'amont vers l'aval, une région amont G1 comprenant les rangées 16A de premiers trous 160A (ou trous de premier type), une région intermédiaire G2 comprenant les rangées 16B de deuxièmes trous 160B (ou trous de deuxième type) et une région aval G3 comprenant les rangées 16C de troisièmes trous 160C (ou trous de troisième type). Au sein de chaque région, les rangées azimutales sont similaires (i.e. formées de trous de même type, ou de trous similaires) tandis que les rangées sont différentes (i.e. formées de trous de type différent, ou de trous différents) d'une région à l'autre. Bien entendu, chaque rangée n'appartient qu'à une seule région, ainsi les rangée sont distinctes d'une région à l'autre. On notera que la numérotation « 160 » est employée de manière générale pour désigner les trous 160A, 160B et 160C indépendamment de leur type, tandis que la numérotation « 16 » est employée de manière générale pour désigner l'ensemble des rangées 16A, 16B et 16C. Les premières rangées 16A de premiers trous 160A sont disposées en amont des deuxièmes rangées 16B de deuxièmes trous 25 160B, qui sont elles-mêmes en amont des troisièmes rangées 16C de troisièmes trous 160C. Le premier angle [3 de chaque trou 160 est formé entre l'axe géométrique T de chaque trou 160 et le plan radial qui passe par chaque trou 160. Ainsi, la figure 3, représente le premier angle f31 des premiers 30 trous 160A (formé entre l'axe géométrique T et le plan radial P1), le premier angle p2 des deuxièmes trous 160B (formé entre l'axe géométrique T et le plan radial P2) ainsi que le premier angle [33 des troisièmes trous 160C (formé entre l'axe géométrique T et le plan radial P3).
35 Le premier angle f31 des premiers trous 160A est plus grand que le premier angle [32 des deuxièmes trous 160B. De même, le premier angle ru des deuxièmes trous 160B est plus grand que le premier angle 83 des troisièmes trous 160C. De plus, au sein de chaque région G1, G2 et G3, les trous ont un même premier angle, à savoir un premier angle 81 dans la région 5 amont G1, un premier angle [32 dans la région intermédiaire G2 et un premier angle 83 dans la région aval G3. Le deuxième angle a de chaque trou 160 est formé entre l'axe géométrique T de chaque trou 160 et la normale N à la paroi 12 (cf. fig.
3D). Dans cet exemple, ce deuxième angle a est le même pour chaque 10 trou 160A, 160B et 160C (cf. fig.
3A, 3B et 3C). En d'autres termes, le deuxième angle al des premiers trous 160A, disposés en amont des deuxièmes trous 160B, est égal au deuxième angle a2 des deuxièmes trous 160B. De plus, le deuxième angle a2 des deuxièmes trous 160B, disposés en amont des troisièmes trous 160C, est égal au deuxième angle 15 a3 des troisièmes trous 160C. Bien entendu, selon une variante, les deuxièmes angles a sont différents d'un type de trou à l'autre, à savoir entre les premiers, deuxièmes et troisièmes trous. En d'autres termes, dans cet exemple, considéré de l'amont vers l'aval, le deuxième angle a des trous 160 est constant tandis que le 20 premier angle F3 est décroissant d'une région à l'autre. Dans cet exemple, le premier angle in des premiers trous 160A est égale à 80°, le premier angle 82 des deuxièmes trous 160B est égal à 65° tandis que le premier angle 33 des troisièmes trous 160C est égal à 20°.
25 Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des 30 différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.
Claims (7)
- REVENDICATIONS1. Chambre de combustion annulaire à flux inversé (10) de turbomachine, présentant une direction axiale (X), une direction radiale (R) et une direction azimutal (Y), comprenant une paroi annulaire (12) de coude de sortie de chambre dans laquelle sont ménagés uniquement des trous de refroidissement (160), les trous de refroidissement (160) étant disposés selon au moins deux rangées azimutales (16A, 16B, 16C) , au moins une 10 première rangée azimutale (16A) de premiers trous (160A) étant disposée en amont d'au moins une deuxième rangée azimutale (16B) de deuxièmes trous (160B), l'amont et l'aval étant considérés selon le sens d'écoulement des gaz depuis l'amont vers l'aval au sein de la chambre de combustion (10), l'axe 15 géométrique (T) de chacun des trous (160) formant un angle (f3) avec un plan radial (P), l'angle (131) des premiers trous (160A) étant plus grand que l'angle (82) des deuxièmes trous (160B).
- 2. Chambre de combustion (10) selon la revendication 1 comprenant au moins une troisième rangée azimutale (16C) de troisièmes 20 trous (160C) disposée en aval de la deuxième rangée (16B), l'angle (82) des deuxièmes trous (160B) est plus grand que l'angle (83) des troisièmes trous (160C).
- 3. Chambre de combustion (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle l'angle (131, ru, f33) est compris entre 00 et 900. 25
- 4. Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, comprenant, depuis l'amont vers l'aval, au moins trois régions annulaires (G1, G2, G3), à savoir une région amont (G1), une région intermédiaire (G2) et une région aval (G3), l'angle (81) des trous (160A) disposés dans la région amont 30 (G1) étant compris entre 70° et 90°, l'angle (f32) des trous (160B) disposés dans la région intermédiaire (G2) étant compris entre 30° et 70°, et l'angle (83) des trous (160C) disposés dans la région aval (G3) étant compris entre 00 et 30°.
- 5. Chambre de combustion selon la revendication 4, dans lequel 35 dans chacune des régions (G1, G2, G3) les trous (160) présentent un angle (p) identique.
- 6. Chambre de combustion selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel l'axe géométrique (T) de chacun des trous (160) forme un angle (a) avec une normale (N) de la paroi annulaire de coude (12), dit deuxième angle (a), l'ensemble des trous (160A, 160B, 160C) présentant un deuxième angle (a) identique.
- 7. Turbomachine (100) comprenant une chambre de combustion (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6.10
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Owner name: SAFRAN HELICOPTER ENGINES, FR Effective date: 20170727 Owner name: SAFRAN POWER UNITS, FR Effective date: 20170727 |
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