FR3068074B1 - CONSTANT VOLUME COMBUSTION SYSTEM WITH CLOISONNE EXHAUST MANIFOLD - Google Patents
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Abstract
Un système de combustion à volume constant pour turbomachine comprend une pluralité de chambres de combustion (100) réparties de manière annulaire autour d'un axe (XX'), chaque chambre de combustion comprenant un port d'échappement (103). Le système de combustion comprend en outre un collecteur d'échappement (400) comportant une pluralité de caissons cloisonnés présents chacun au niveau d'un port d'échappement (103) d'une chambre de combustion de la pluralité de chambres de combustion (100). Chaque caisson comporte une première ouverture (413) en vis-à-vis d'un port d'échappement (103) d'une chambre de combustion (100) et une deuxième ouverture (414) présente en aval du port d'échappement.A constant volume combustion system for a turbomachine comprises a plurality of combustion chambers (100) annularly distributed around an axis (XX '), each combustion chamber comprising an exhaust port (103). The combustion system further comprises an exhaust manifold (400) having a plurality of partitioned boxes each at an exhaust port (103) of a combustion chamber of the plurality of combustion chambers (100). ). Each box has a first opening (413) vis-à-vis an exhaust port (103) of a combustion chamber (100) and a second opening (414) downstream of the exhaust port.
Description
Arrière-plan de l'inventionBackground of the invention
La présente invention concerne le domaine des chambres de combustion de turbomachines d'aéronef, du type à combustion à volume constant. L'invention s'applique à tout type de turbomachines, en particulier aux turboréacteurs, turbopropulseurs, et turbomachines à soufflantes non carénées, aussi connues sous le vocable anglo-saxon de « Open Rotor ».The present invention relates to the field of combustion chambers of aircraft turbomachines, of the constant volume combustion type. The invention applies to all types of turbomachines, in particular turbojet engines, turboprop engines, and turbomachines with unducted fans, also known by the Anglo-Saxon term "Open Rotor".
Une turbomachine d'aéronef conventionnelle comporte de manière connue une ou plusieurs chambres de combustion. Une telle chambre de combustion est alimentée en air sous pression par un module de compresseur et il comporte un injecteur de carburant qui est apte à injecter du carburant dans le flux d'air admis pour le brûler et provoquer ainsi l'émission de gaz chauds qui sont utilisés pour entraîner une turbine, qui entraîne à son tour le module de compresseur et qui peut également entraîner une soufflante de la turbomachine.A conventional aircraft turbine engine comprises in known manner one or more combustion chambers. Such a combustion chamber is supplied with pressurized air by a compressor module and it comprises a fuel injector which is able to inject fuel into the flow of air admitted to burn it and thus cause the emission of hot gases which are used to drive a turbine, which in turn drives the compressor module and which can also drive a fan of the turbomachine.
Dans une telle chambre, le débit de carburant est continu et la combustion fonctionne selon un cycle dit de Brayton, c'est-à-dire selon un cycle de combustion à pression constante ou « CPC ». Néanmoins, pour obtenir des gains de consommation spécifiques, il a été envisagé de remplacer la chambre de combustion fonctionnant selon un cycle de Brayton par une pluralité de chambres de combustion fonctionnant selon un cycle de Humphrey, c'est-à-dire selon un cycle de combustion à volume constant ou « CVC ». Le document WO 2016/120551 divulgue un module de combustion à volume constant comportant des chambres de combustion agencées autour d'un axe, chaque chambre comprenant un port d'admission de gaz comprimé et un port d'échappement de gaz brûlés, et une vanne rotative d'admission/d'échappement. Chaque port d'admission/d'échappement est configuré pour être ouvert ou fermé par la vanne rotative d'admission/d'échappement.In such a chamber, the fuel flow is continuous and the combustion operates according to a so-called Brayton cycle, that is to say according to a constant pressure combustion cycle or "CPC". Nevertheless, in order to obtain specific consumption gains, it has been envisaged to replace the combustion chamber operating on a Brayton cycle with a plurality of combustion chambers operating on a Humphrey cycle, that is to say one cycle. constant volume combustion or "HVAC". Document WO 2016/120551 discloses a constant volume combustion module comprising combustion chambers arranged around an axis, each chamber comprising a compressed gas inlet port and a burned gas exhaust port, and a valve rotary intake / exhaust. Each intake / exhaust port is configured to be opened or closed by the rotary intake / exhaust valve.
Toutefois, pour une bonne intégration de ce type de module de combustion à volume constant dans une turbine à gaz, il est souhaitable d'avoir une pluralité de chambres de combustion fonctionnant de manière déphasée. En effet, si le module de combustion à volume constant ne comprend qu'une chambre de combustion ou plusieurs chambres de combustion fonctionnant en phase, l'admission du système de combustion dans son ensemble est fermée durant les phases de combustion et d'échappement, ce qui pénalise considérablement le compresseur en amont jusqu'à le rendre inopérable dans certains cas. Par conséquent, il est nécessaire de déphaser le fonctionnement des chambres de combustion de sorte à avoir au moins une chambre de combustion en phase de balayage.However, for proper integration of this type of constant volume combustion module in a gas turbine, it is desirable to have a plurality of combustion chambers operating out of phase. Indeed, if the constant-volume combustion module comprises only one combustion chamber or several combustion chambers operating in phase, the admission of the combustion system as a whole is closed during the combustion and exhaust phases, This considerably penalizes the compressor upstream until it becomes inoperable in some cases. Therefore, it is necessary to phase out the operation of the combustion chambers so as to have at least one combustion chamber in the scanning phase.
Cependant, si cette solution permet de résoudre le problème lié à l'opérabilité d'un compresseur en amont, elle réduit fortement les performances d'une turbine placée en aval du module de combustion, voire en annihile le fonctionnement. En effet, en remplaçant une chambre de combustion de type CPC par un module de combustion à volume constant CVC, on obtient une pluralité de chambres qui débouchent en échappement dans un volume commun avant d'attaquer la turbine. Dans ce cas, les chambres en phase d'échappement provoquent un retournement de l'écoulement dans les chambres en phase de balayage afin de rééquilibrer la pression dans tout le système. Ces inversions de pressions empêchent, d'une part, de réaliser un balayage efficace des chambres de combustion et augmentent, d'autre part, la pression dans le volume en amont du module de combustion, à savoir au niveau du compresseur. Cela pénalise grandement la performance du module CVC dont le rôle est précisément de soulager le compresseur.However, if this solution solves the problem related to the operability of an upstream compressor, it greatly reduces the performance of a turbine placed downstream of the combustion module, or even annihilates the operation. In fact, by replacing a combustion chamber of the CPC type with a constant volume combustion module CVC, a plurality of chambers are obtained that open out in a common volume before driving the turbine. In this case, the chambers in the exhaust phase cause a reversal of the flow in the chambers in the scanning phase in order to rebalance the pressure throughout the system. These pressure reversals prevent, on the one hand, an effective scanning of the combustion chambers and increase, on the other hand, the pressure in the volume upstream of the combustion module, namely at the compressor. This greatly penalizes the performance of the HVAC module whose role is precisely to relieve the compressor.
Objet et résumé de l'invention L'invention a notamment pour but de fournir un système de combustion à volume constant CVC ne présentant pas les inconvénients précités.OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The object of the invention is in particular to provide a CVC constant volume combustion system that does not have the aforementioned drawbacks.
Ce but est atteint grâce à un système de combustion à volume constant pour turbomachine comprenant une pluralité de chambres de combustion réparties de manière annulaire autour d'un axe, chaque chambre de combustion comprenant un port d'échappement, caractérisé en ce que qu'il comprend en outre un collecteur d'échappement comportant une pluralité de caissons cloisonnés présents chacun au niveau d'un port d'échappement d'une chambre de combustion de la pluralité de chambres de combustion, chaque caisson comportant une première ouverture en vis-à-vis d'un port d'échappement d'une chambre de combustion et une deuxième ouverture présente en aval du port d'échappement.This object is achieved by means of a constant volume combustion system for a turbomachine comprising a plurality of combustion chambers distributed annularly around an axis, each combustion chamber comprising an exhaust port, characterized in that it further comprises an exhaust manifold having a plurality of partitioned caissons each present at an exhaust port of a combustion chamber of the plurality of combustion chambers, each housing having a first opening therethrough; screw of an exhaust port of a combustion chamber and a second opening present downstream of the exhaust port.
Ainsi, grâce à la présence d'un collecteur d'échappement cloisonné dans le système de combustion, les gaz brûlés issus des chambres de combustion ne peuvent s'échapper qu'en aval du système, c'est-à-dire dans la direction où se trouve la turbine à alimenter. Le port d'échappement de chaque chambre de combustion ne débouche plus dans un volume commun avec les ports d'échappement des autres chambres de combustion mais dans une fraction de volume indépendante des autres fractions de volumes dans lesquelles débouchent les autres chambres.Thus, thanks to the presence of a partitioned exhaust manifold in the combustion system, the burnt gases from the combustion chambers can escape only downstream of the system, that is to say in the direction where is the turbine to feed. The exhaust port of each combustion chamber no longer leads into a common volume with the exhaust ports of the other combustion chambers but in a volume fraction independent of the other volume fractions in which the other chambers open.
Selon une caractéristique particulière du système de combustion de l'invention, le collecteur d'échappement comprend une virole interne et une virole externe montées de manière coaxiale suivant une direction axiale, une pluralité de cloisons étant présentes entre les viroles interne et externe suivant une direction radiale, deux cloisons adjacentes délimitant entre elles un caisson cloisonné, les premières ouvertures des caissons étant présentes sur la virole externe.According to a particular characteristic of the combustion system of the invention, the exhaust manifold comprises an inner ferrule and an outer ferrule mounted coaxially in an axial direction, a plurality of partitions being present between the inner and outer ferrules in one direction. radial, two adjacent partitions delimiting between them a cloisonne box, the first openings of the boxes being present on the outer shell.
Selon une autre caractéristique particulière du système de combustion de l'invention, l'extrémité aval de chaque cloison présente un profil aérodynamique courbé par rapport à la direction axiale.According to another particular characteristic of the combustion system of the invention, the downstream end of each partition has an aerodynamic profile curved with respect to the axial direction.
Selon une autre caractéristique particulière du système de combustion de l'invention, au moins un aubagé fixe est présent entre deux cloisons adjacentes. Les aubages fixes peuvent présenter un profil aérodynamique courbé par rapport à la direction axiale.According to another particular characteristic of the combustion system of the invention, at least one fixed blade is present between two adjacent partitions. Fixed vanes may have an aerodynamic profile curved with respect to the axial direction.
Selon une autre caractéristique particulière du système de combustion de l'invention, le collecteur d'échappement est réalisé en un des matériaux suivants : matériau métallique, matériau composite à matrice céramique, matériau en céramique eutectique.According to another particular characteristic of the combustion system of the invention, the exhaust manifold is made of one of the following materials: metallic material, ceramic matrix composite material, eutectic ceramic material.
Selon une encore autre caractéristique particulière du système de combustion de l'invention, celui-ci comprend en outre un élément d'obturation sélective mobile en rotation autour de l'axe par rapport aux chambres de combustion, l'élément d'obturation sélective comprenant une virole en regard des ports d'admission et d'échappement des chambres de combustion, la virole comportant au moins une lumière d'échappement destinée à coopérer avec le port d'échappement de chaque chambre de combustion et la première ouverture de chaque caisson du collecteur d'échappement lors de la rotation de l'élément d'obturation sélective. L'invention a également pour objet une turbomachine comprenant un compresseur axial ou centrifuge et une turbine axiale ou centripète, la turbomachine comprenant en outre un système de combustion selon l'invention, le système de combustion étant présent entre le compresseur et la turbine, la première ouverture de chaque caisson du collecteur d'échappement étant en regard avec un secteur de la turbine. L'invention a encore pour objet un aéronef comprenant au moins un turbopropulseur, le turbopropulseur comprenant une turbomachine selon l'invention.According to yet another particular characteristic of the combustion system of the invention, the latter further comprises a selective shutter member movable in rotation about the axis with respect to the combustion chambers, the selective shutter element comprising a shell facing the intake and exhaust ports of the combustion chambers, the shell comprising at least one exhaust port intended to cooperate with the exhaust port of each combustion chamber and the first opening of each chamber of the combustion chamber; exhaust manifold when rotating the selective shutter element. The invention also relates to a turbomachine comprising an axial or centrifugal compressor and an axial or centripetal turbine, the turbomachine further comprising a combustion system according to the invention, the combustion system being present between the compressor and the turbine, the first opening of each box of the exhaust manifold being opposite a sector of the turbine. The invention also relates to an aircraft comprising at least one turboprop engine, the turboprop comprising a turbomachine according to the invention.
Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels : la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une turbomachine comprenant un système de combustion conformément à un mode de réalisation de l'invention, la figure 2A est une vue schématique en perspective éclatée du système de combustion de la figure 1, la figure 2B est une vue de détail de la figure 2A montrant des chambre de combustion, les figures 3A et 3B sont des vues schématiques en perspective de l'élément d'obturation sélective du système de combustion de la figure 1, les figures 4A à 4D sont des vues en perspective du collecteur d'échappement du système de combustion de la figure 1, la figure 5 est une vue schématique en perspective des chambres de combustion et de l'élément d'obturation sélective du système de combustion de la figure 1, la figure 6 est vue schématique développée montrant les positions relatives entre les ports d'admission et d'échappement de plusieurs chambres de combustion, une lumière d'admission et une lumière d'échappement de l'élément d'obturation sélective dans la position du système de combustion illustré sur la figure 5, la figure 7 est un tableau montrant les différentes phases du cycle de Humphrey de chaque chambre de combustion en fonction de la position angulaire ou de rotation de l'élément d'obturation du système de combustion de la figure 1, les figures 8A à 8F sont des vues partielles en perspective du système de combustion de la figure 1 suivant plusieurs positions angulaires de l'élément d'obturation.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the invention will emerge from the following description of particular embodiments of the invention, given by way of non-limiting example, with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1 is a schematic view in longitudinal section of a turbomachine comprising a combustion system according to an embodiment of the invention, FIG. 2A is a diagrammatic exploded perspective view of the combustion system of FIG. 1, FIG. a detail view of FIG. 2A showing combustion chambers, FIGS. 3A and 3B are diagrammatic perspective views of the selective closure element of the combustion system of FIG. 1, FIGS. 4A to 4D are views. in perspective of the exhaust manifold of the combustion system of FIG. 1, FIG. 5 is a schematic perspective view of the combustion chambers and the elem FIG. 6 is a schematic diagrammatic view showing the relative positions between the intake and exhaust ports of a plurality of combustion chambers, an intake port and an air intake port. Exhaust of the selective shutter element in the position of the combustion system illustrated in FIG. 5, FIG. 7 is a table showing the different phases of the Humphrey cycle of each combustion chamber as a function of the angular position or The closure element of the combustion system of FIG. 1 is rotated, and FIGS. 8A to 8F are partial perspective views of the combustion system of FIG. 1 along a plurality of angular positions of the closure element.
Description détaillée de modes de réalisation L'invention s'applique d'une manière générale à une turbomachine comprenant un compresseur axial ou centrifuge et d'une turbine axiale ou centripète.DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS The invention is generally applicable to a turbomachine comprising an axial or centrifugal compressor and an axial or centripetal turbine.
Les figures 1, 2A à 2B illustrent un système de combustion 1 conformément à un mode de réalisation de l'invention. Dans l'exemple décrit ici et tel que représenté sur la figure 1, le système de combustion 1 est intégré dans une turbomachine ou turbomoteur 10 pour turbopropulseur, le système de combustion étant placé dans le turbomoteur en aval d'un compresseur axialo-centrifuge 11 et en amont d'une turbine axiale 12, le compresseur 11 et la turbine 12 étant reliés entre eux par un système d'arbres 13. La turbine 12 comprend une roue mobile 120 reliée en son centre au système d'arbres 13 et comportant à son extrémité radiale externe une pluralité d'aubes 121.Figures 1, 2A to 2B illustrate a combustion system 1 according to one embodiment of the invention. In the example described here and as shown in FIG. 1, the combustion system 1 is integrated in a turbo-propeller turbomachine or turbine engine 10, the combustion system being placed in the turbine engine downstream of an axial-centrifugal compressor 11 and upstream of an axial turbine 12, the compressor 11 and the turbine 12 being interconnected by a system of shafts 13. The turbine 12 comprises a mobile wheel 120 connected at its center to the shaft system 13 and comprising its outer radial end a plurality of blades 121.
Le système de combustion 1 comprend une pluralité de chambres de combustion, dans le mode de réalisation décrit ici 10 chambres de combustion 100, dénombrées 1001 à lOOio sur la figure 2A, réparties de manière annulaire autour d'un axe XX' définissant une direction axiale Da. Chaque chambre de combustion 100 est délimitée par une enceinte 101, ici de forme sensiblement parallélépipédique, un fond arrière fermé 101b solidaire de l'enceinte 101 et un anneau cylindrique 110 sur la face externe 112 duquel l'enceinte 101 est fixée par exemple par soudage, brasage, liaison mécanique (vis-écrou) ou collage lorsque les enceintes 101 et l'anneau cylindrique 110 sont réalisés en matériau métallique. L'anneau cylindrique 110 et les enceintes 101 peuvent être également réalisés en matériau composite à matrice céramique (CMC), c'est-à-dire un matériau formé d'un renfort en fibres de carbone ou céramique densifié par une matrice au moins partiellement céramique. L'anneau cylindrique 110 forme le fond avant 101a de chaque chambre de combustion qui est situé au plus près de l'axe XX' dans une direction opposé au fond arrière 101b suivant une direction radiale Dr. L'anneau cylindrique 110 comporte une première série de lumières 113 formant chacune un port d'admission 102 d'une chambre de combustion 100 et une deuxième série de lumières 114 formant chacune un port d'échappement 103 d'une chambre de combustion 100 (figure 2B). Le fond avant 101a de chaque chambre de combustion 100 comporte ainsi un port d'admission 102 et un port d'échappement 103. La face interne 111 de l'anneau cylindrique 110, qui comporte les ports d'admission et d'échappement de chaque chambre de combustion, est destinée à être placée en regard d'une virole d'un élément d'obturation sélective décrit ci-après en détails. Les enceintes 101 des chambres de combustion s'étendent depuis la face externe 112 de l'anneau 110 dans la direction radiale Dr. Dans l'exemple décrit ici, chaque chambre de combustion 100 est en outre munie d'un injecteur 104 de carburant placé ici sur le fond arrière 101b de chaque chambre 100. L'injection peut être également mise en œuvre au moyen d'une roue d'injection (non représentée sur les figures 2A et 2B). La combustion peut être initiée de façon connue soit par un allumeur à étincelle (bougie), soit par un allumeur thermique à gaz (non représentés sur les figures 2A et 2B). Si les conditions le permettent, la combustion peut également être initiée par recirculation des gaz d'échappement, ou RGE, comme dans un moteur diesel.The combustion system 1 comprises a plurality of combustion chambers, in the embodiment described here 10 combustion chambers 100, counted 1001 to 100i in FIG. 2A, distributed annularly around an axis XX 'defining an axial direction da. Each combustion chamber 100 is delimited by an enclosure 101, here of substantially parallelepipedal shape, a closed rear base 101b integral with the enclosure 101 and a cylindrical ring 110 on the outer face 112 of which the enclosure 101 is fixed for example by welding brazing, mechanical connection (screw-nut) or gluing when the enclosures 101 and the cylindrical ring 110 are made of metallic material. The cylindrical ring 110 and the enclosures 101 may also be made of a ceramic matrix composite material (CMC), that is to say a material formed of a reinforcement made of carbon fibers or ceramic densified by a matrix at least partially ceramic. The cylindrical ring 110 forms the front bottom 101a of each combustion chamber which is located closest to the axis XX 'in a direction opposite to the rear base 101b in a radial direction Dr. The cylindrical ring 110 comprises a first series lights 113 each forming an intake port 102 of a combustion chamber 100 and a second series of lights 114 each forming an exhaust port 103 of a combustion chamber 100 (Figure 2B). The front end 101a of each combustion chamber 100 thus has an intake port 102 and an exhaust port 103. The inner face 111 of the cylindrical ring 110, which comprises the intake and exhaust ports of each combustion chamber, is intended to be placed opposite a ferrule of a selective sealing element described hereinafter in detail. The chambers 101 of the combustion chambers extend from the outer face 112 of the ring 110 in the radial direction. In the example described here, each combustion chamber 100 is further provided with a fuel injector 104 placed here on the rear base 101b of each chamber 100. The injection can also be implemented by means of an injection wheel (not shown in Figures 2A and 2B). The combustion can be initiated in a known manner either by a spark igniter (spark plug) or by a thermal gas igniter (not shown in Figures 2A and 2B). If conditions permit, combustion can also be initiated by exhaust gas recirculation, or EGR, as in a diesel engine.
Le système de combustion 1 comprend également un élément d'obturation sélective 200 mobile en rotation autour de l'axe XX' par rapport aux chambres de combustion 100. L'élément d'obturation sélective 200 comprend une virole 210 en regard des ports d'admission et d'échappement 102 et 103 des chambres de combustion 100. La virole 210 est divisée en une première portion annulaire 211 et une deuxième portion annulaire 212 s'étendant chacune sur toute la circonférence de la virole 210 (figures 3A et 3B). La première portion annulaire 211 comporte au moins une lumière d'admission destinée à coopérer avec le port d'admission 102 de chaque chambre de combustion 100 lors de la rotation de l'élément d'obturation sélective 200. Dans l'exemple décrit ici, la première portion annulaire 211 comporte deux lumières d'admission 2110 et 2111 décalées angulairement de 180° le long de la première portion. La deuxième portion annulaire 212 comporte au moins une lumière d'échappement destinée à coopérer avec le port d'échappement 103 de chaque chambre de combustion 100 lors de la rotation de l'élément d'obturation sélective 200. Dans l'exemple décrit ici, la deuxième portion annulaire 212 comporte deux lumières d'échappement 2120 et 2121 décalées angulairement de 180° le long de la deuxième portion. Le début de chaque lumière d'admission 2110, 2111 est aligné angulairement respectivement avec le début de chaque lumière d'échappement 2120 et 2121, les lumières d'échappement s'étendant sur une longueur circonférentielle plus grande que les lumières d'admission. L'élément d'obturation sélective peut être réalisé en matériau métallique ou en matériau composite CMC.The combustion system 1 also comprises a selective closure element 200 rotatable around the axis XX 'with respect to the combustion chambers 100. The selective closure element 200 comprises a ferrule 210 opposite the ports of FIG. intake and exhaust 102 and 103 of the combustion chambers 100. The shell 210 is divided into a first annular portion 211 and a second annular portion 212 each extending over the entire circumference of the shell 210 (Figures 3A and 3B). The first annular portion 211 comprises at least one intake port intended to cooperate with the intake port 102 of each combustion chamber 100 during the rotation of the selective sealing element 200. In the example described here, the first annular portion 211 comprises two intake ports 2110 and 2111 angularly offset by 180 ° along the first portion. The second annular portion 212 comprises at least one exhaust port intended to cooperate with the exhaust port 103 of each combustion chamber 100 during the rotation of the selective sealing element 200. In the example described here, the second annular portion 212 comprises two exhaust ports 2120 and 2121 angularly offset by 180 ° along the second portion. The beginning of each intake port 2110, 2111 is angularly aligned respectively with the beginning of each exhaust port 2120 and 2121, the exhaust ports extending over a circumferential length greater than the intake ports. The selective sealing member may be made of metallic material or CMC composite material.
Le système de combustion 1 comprend en outre un guide d'admission fixe 300 présent à l'intérieur de la virole 210 de l'élément d'obturation 200 du côté de la première portion 211 de l'élément d'obturation (figures 1 et 8A). Le guide d'admission 300 comprend un cylindre central 301 prolongé radialement par un disque 302, le cylindre 301 et le disque 302 formant un déflecteur pour l'air d'admission issu par exemple d'un compresseur 11 disposé en amont du système de combustion. Le déflecteur ainsi formé permet de guider l'air arrivant sur le guide d'admission en direction des ports d'admission des chambres de combustion. Le guide d'admission peut être réalisé en matériau métallique ou en matériau composite CMC.The combustion system 1 further comprises a fixed admission guide 300 present inside the shell 210 of the closure element 200 on the side of the first portion 211 of the closure element (FIGS. 8A). The admission guide 300 comprises a central cylinder 301 extended radially by a disk 302, the cylinder 301 and the disk 302 forming a deflector for the intake air coming for example from a compressor 11 arranged upstream of the combustion system . The deflector thus formed guides the incoming air on the intake guide towards the intake ports of the combustion chambers. The admission guide may be made of metallic material or CMC composite material.
Conformément à l'invention, le système de combustion 1 comprend en outre un collecteur d'échappement fixe 400 qui présente une forme annulaire (figure 1). Le collecteur d'échappement 400 s'étend partiellement à l'intérieur de la virole 210 de l'élément d'obturation sélective du côté et le long de la deuxième portion 212 de ladite virole (figure 4D).According to the invention, the combustion system 1 further comprises a fixed exhaust manifold 400 which has an annular shape (Figure 1). The exhaust manifold 400 extends partially inside the ferrule 210 of the shutter member selectively side and along the second portion 212 of said ferrule (Figure 4D).
Comme illustré sur les figures 4A à 4D, le collecteur d'échappement 400 comporte une virole interne 401 et une virole externe 402 entre lesquelles une pluralité de caissons cloisonnés 410 est répartie de manière annulaire, chaque caisson étant placé en vis-à-vis d'un port d'échappement 103 d'une chambre de combustion 100 (figure 4D). Plus précisément, chaque caisson cloisonné 410 est délimité par deux parois ou cloisons radiales 411 qui s'étendent dans la direction radiale Dr entre les viroles interne et externe 401 et 402, les portions des viroles interne et externe 401 et 402 présentes entre deux cloisons 411 formant respectivement les cloisons interne et externe des caissons 410. La virole externe 402 comporte une pluralité d'ouvertures 413 correspondant chacune à une première ouverture de chaque caisson cloisonnés 410. Chaque première ouverture 413 est présente en vis-à-vis d'un port d'échappement 103 d'une chambre de combustion 100, la longueur I413 de la première ouverture 413 (figure 4A) étant supérieure ou égale à la longueur I103 du port d'échappement 103 (figure 4D). Dans l'exemple décrit ici, puisque le système de combustion comprend 10 chambres de combustion, le collecteur d'échappement 400 comprend 10 caissons 410. Les cloisons 411 définissent en outre entre elles une deuxième ouverture 414, en aval de la première ouverture 413 et du port d'échappement 103. Les termes "amont" et "aval" sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans le système de combustion (flèche F sur la figure 1 et les figures 8A à 8F). La deuxième ouverture 414 définit la direction d'échappement des gaz brûlés éjectés de chaque port d'échappement 103 quand une chambre de combustion 100 est en phase d'échappement. Plus précisément, les gaz brûlés évacués par la deuxième ouverture 414 d'un caisson 410 du collecteur d'échappement 400 débouchent en aval du système de combustion suivant une direction sensiblement parallèle à l'axe XX' et dans une fraction de volume indépendante des autres fractions de volumes dans lesquelles débouchent les ouvertures 414 des autres caissons 410. Lorsqu'une turbine est présente en aval du système de combustion à volume constant 1, comme par exemple la turbine 12 illustrée sur la figure 1, celle-ci reçoit systématiquement les gaz brûlés issus des chambres de combustion 100 les caissons 410 empêchant le retournement de l'écoulement des gaz dans les chambres en phase de balayage.As illustrated in FIGS. 4A to 4D, the exhaust manifold 400 comprises an inner shell 401 and an outer shell 402 between which a plurality of partitioned caissons 410 are distributed annularly, each box being placed opposite the an exhaust port 103 of a combustion chamber 100 (FIG. 4D). More precisely, each partitioned caisson 410 is delimited by two radial walls or partitions 411 which extend in the radial direction Dr between the inner and outer shrouds 401 and 402, the portions of the inner and outer shrouds 401 and 402 present between two partitions 411. respectively forming the internal and external walls of the caissons 410. The outer shell 402 has a plurality of openings 413 each corresponding to a first opening of each partitioned caisson 410. Each first opening 413 is present vis-à-vis a port exhaust 103 of a combustion chamber 100, the length I413 of the first opening 413 (Figure 4A) being greater than or equal to the length I103 of the exhaust port 103 (Figure 4D). In the example described here, since the combustion system comprises 10 combustion chambers, the exhaust manifold 400 comprises 10 boxes 410. The partitions 411 further define between them a second opening 414, downstream of the first opening 413 and of the exhaust port 103. The terms "upstream" and "downstream" are used herein with reference to the flow direction of the gas stream in the combustion system (arrow F in Fig. 1 and Figs. 8A to 8F). The second opening 414 defines the exhaust direction of the burnt gases ejected from each exhaust port 103 when a combustion chamber 100 is in the exhaust phase. More specifically, the burnt gases discharged through the second opening 414 of a box 410 of the exhaust manifold 400 open downstream of the combustion system in a direction substantially parallel to the axis XX 'and in a volume fraction independent of the others fractions of volumes into which the openings 414 of the other boxes 410 open. When a turbine is present downstream of the constant volume combustion system 1, for example the turbine 12 illustrated in FIG. 1, the latter systematically receives the gases. burned from the combustion chambers 100 caissons 410 preventing the reversal of the flow of gases in the chambers in the scanning phase.
Dans l'exemple décrit ici, les cloisons 411 s'étendent quasiment sur toute la largeur de la surface externe de la virole interne 401 et de la surface interne de la virole externe 402 suivant la direction axiale Da.In the example described here, the partitions 411 extend almost the entire width of the outer surface of the inner shell 401 and the inner surface of the outer shell 402 in the axial direction Da.
En outre, dans l'exemple décrit ici mais de manière non limitative, l'extrémité 4110 de chaque cloison présente profil aérodynamique courbé par rapport à la direction axiale XX', ce qui permet de dévier les gaz brûlés issus des chambres de combustion 100 dans une direction non parallèle avec l'axe XX'. L'angle de déviation de la direction des gaz brûlés est défini par la courbure des extrémités 4110 des cloisons 411. Il peut être notamment déterminé afin d'optimiser le rendement du système de combustion vis-à-vis de la turbine placée en aval de celui-ci. Dans le système de combustion de l'invention, les cloisons 411 peuvent également présenter un profil rectiligne entre leurs deux extrémités.In addition, in the example described here but in a nonlimiting manner, the end 4110 of each partition has an aerodynamic profile curved with respect to the axial direction XX ', which makes it possible to deflect the flue gases from the combustion chambers 100 in a direction not parallel with the axis XX '. The deflection angle of the direction of the flue gas is defined by the curvature of the ends 4110 of the partitions 411. It may in particular be determined in order to optimize the efficiency of the combustion system vis-à-vis the turbine placed downstream of this one. In the combustion system of the invention, the partitions 411 may also have a rectilinear profile between their two ends.
Toujours dans l'exemple décrit ici et de manière non limitative, le collecteur d'échappement 400 comprend en outre une pluralité d'aubes ou aubages fixes 420 présentes en aval des caissons 410, un ou plusieurs aubes (ici deux) étant uniformément réparties entre les cloisons 411. Les aubages fixes 420 présentent chacune un profil aérodynamique courbé 421 par rapport à la direction axiale XX', le profil 421 des aubes 420 présentant de préférence une courbure (sens et angle de courbure) similaire à celle des extrémités 4110 des cloisons 411.Still in the example described here and in a nonlimiting manner, the exhaust manifold 400 further comprises a plurality of vanes or fixed blades 420 present downstream of the caissons 410, one or more vanes (here two) being uniformly distributed between 411. The fixed vanes 420 each have a curved aerodynamic profile 421 with respect to the axial direction XX ', the profile 421 of the vanes 420 preferably having a curvature (direction and angle of curvature) similar to that of the ends 4110 of the partitions 411.
Les aubages fixes 420 avec les cloisons 411 jouent le rôle de distributeur pour les gaz issus du système de combustion. Le collecteur d’échappement peut être réalisé en matériau métallique ou en matériau composite CMC. L'élément d'obturation sélective 200 comprend en outre une paroi 220 s'étendant dans la direction radiale Dr (c'est-à-dire perpendiculairement à l'axe XX') depuis la face interne 210a de la virole, la paroi 220 séparant les première et deuxième portions annulaires 211 et 212 de la virole 210 (figures 3A et 3B). La paroi 220 présente une ouverture centrale circulaire 221 dont le bord est délimité par un cylindre 222. Le cylindre 222 est monté du côté amont sur un premier palier à roulement 230 solidaire du cylindre 220, le premier palier 230 est muni d'une roue dentée 231 en prise avec un pignon 232 monté sur un arbre d'entrainement 233 (figure 2A). Le cylindre 222 comprend du côté aval un deuxième palier à roulement 240. La mise en rotation de l'élément d'obturation est ici commandée par l'arbre d'entrainement 233 qui est relié à un moteur externe au système de combustion (non représenté sur la figure 2A), l'arbre 233 traversant le guide d'admission 300.The fixed vanes 420 with the partitions 411 act as a distributor for the gases coming from the combustion system. The exhaust manifold may be made of metallic material or CMC composite material. The selective sealing member 200 further comprises a wall 220 extending in the radial direction Dr (that is to say perpendicular to the axis XX ') from the inner face 210a of the shell, the wall 220 separating the first and second annular portions 211 and 212 from the ferrule 210 (Figures 3A and 3B). The wall 220 has a circular central opening 221 whose edge is delimited by a cylinder 222. The cylinder 222 is mounted on the upstream side on a first rolling bearing 230 integral with the cylinder 220, the first bearing 230 is provided with a gear wheel 231 engaged with a pinion 232 mounted on a drive shaft 233 (Figure 2A). The cylinder 222 comprises on the downstream side a second rolling bearing 240. The rotation of the shutter element is here controlled by the drive shaft 233 which is connected to a motor external to the combustion system (not shown in FIG. 2A), the shaft 233 passing through the inlet guide 300.
Les chambres de combustion 100, l'élément d'obturation sélective 200, le guide d'admission 300 et le collecteur d'échappement 400 sont montés à l'intérieur d'un carter 500 formé en deux parties 501 et 502. L'élément d'obturation sélective 200 est le seul élément mobile en rotation dans le système de combustion 1. Lors de sa rotation, l'élément d'obturation 200 va ouvrir et fermer sélectivement les ports d'admission et d'échappement 102 et 103 de chaque chambre de combustion afin de mettre en oeuvre une combustion à volume constant selon le cycle de Humphrey, c'est-à-dire comportant un temps de combustion, un temps d'échappement, et un temps d'admission d'air frais et de balayage des gaz brûlés. Plus précisément, comme illustré sur les figures 5 et 6, en fonction de l'angle de rotation de l'élément d'obturation sélective et, par conséquent, de la position des lumières d'admission et d'échappement présentes sur la virole de l'élément d'obturation, certaines chambres de combustion 100 sont dans la phase de balayage, d'autre dans la phase d'échappement et encore d'autres dans la phase de combustion. La figure 6 illustre les phases des chambres 1001 à 100s lorsque le début des premières lumières d'admission et d'échappement 2111 et 2121 présentes sur la virole 210 de l'élément d'obturation 200 est aligné avec le début des ports d'admission et d'échappement 102, 103 de la chambre 100i. La lumière 2111 s'étend ici sur une longueur I2110 couvrant à la fois un port d'admission d'une première chambre, ici la chambre 100i, et un port d'admission d'une deuxième chambre, ici la chambre 1002, adjacente à la première chambre. La lumière d'échappement 2121 s'étend sur une longueur I2121 couvrant 3 chambres de combustion consécutive, ici les chambres 1001, IOO2 et IOO3. Le début des lumières d'admission et d'échappement 2111 et 2121 sont alignées sur la virole 210 suivant la direction axiale Da.The combustion chambers 100, the selective shutter element 200, the intake guide 300 and the exhaust manifold 400 are mounted inside a housing 500 formed in two parts 501 and 502. The element The selective shutter 200 is the only rotating element in the combustion system 1. During its rotation, the shutter element 200 selectively opens and closes the intake and exhaust ports 102 and 103 of each combustion chamber to implement a constant volume combustion according to the Humphrey cycle, that is to say having a combustion time, an exhaust time, and a fresh air intake time and flue gas scavenging. More precisely, as illustrated in FIGS. 5 and 6, as a function of the angle of rotation of the selective sealing element and, consequently, of the position of the intake and exhaust ports present on the ferrule of FIG. the shutter element, some combustion chambers 100 are in the sweep phase, other in the exhaust phase and still others in the combustion phase. FIG. 6 illustrates the phases of the chambers 1001 to 100s when the beginning of the first intake and exhaust ports 2111 and 2121 present on the shell 210 of the shut-off element 200 is aligned with the beginning of the intake ports. and exhaust 102, 103 of the chamber 100i. The light 2111 extends here over a length I2110 covering both an intake port of a first chamber, here the chamber 100i, and an intake port of a second chamber, here the chamber 1002, adjacent to the first room. The exhaust port 2121 extends over a length I2121 covering 3 consecutive combustion chambers, here the chambers 1001, 1002 and 1003. The beginning of the intake and exhaust ports 2111 and 2121 are aligned on the shell 210 in the axial direction Da.
Dans la position angulaire ou de rotation de la virole 210 illustrée sur les figures 5 et 6, les chambres de combustion 1001 et 1002 sont en phase de balayage car les lumières d'admission et d'échappement 2111 et 2121 ouvrent totalement les ports d'admission et d'échappement 102 et 103 des chambres 1001 et 1002. La chambre IOO3 est dans une phase d'échappement, son port d'admission 102 étant totalement fermé par la virole 210 tandis que son port d'échappement 103 est totalement ouvert par la lumière d'échappement 2121. Enfin, les chambres de combustion 1004 et 1005 sont toutes les deux dans une phase de combustion, leurs ports d'admission et d'échappement étant totalement fermés par la virole 210.In the angular or rotational position of the shell 210 shown in FIGS. 5 and 6, the combustion chambers 1001 and 1002 are in the scanning phase because the intake and exhaust ports 2111 and 2121 open the ports completely. 102 and 103 of the chambers 1001 and 1002. The chamber IOO3 is in an exhaust phase, its intake port 102 being completely closed by the shell 210 while its exhaust port 103 is fully open by the exhaust port 2121. Finally, the combustion chambers 1004 and 1005 are both in a combustion phase, their intake and exhaust ports being completely closed by the shell 210.
La figure 7 est un tableau montrant les différentes phases du cycle de Humphrey de chaque chambre de combustion 1001 à lOOio en fonction de la position angulaire θ ou de rotation de l'élément d'obturation 200. Les 6 premières positions angulaires θ de l'élément d'obturation indiquées sur la figure 8, à savoir 0°, 36°, 72°, 108°, 144° et 180° sont illustrées respectivement sur les figures 10A à 10F.FIG. 7 is a table showing the different phases of the Humphrey cycle of each combustion chamber 1001 at 100.degree. Depending on the angular position θ or rotation of the shutter element 200. The first 6 angular positions θ of the shutter member shown in FIG. 8, namely 0 °, 36 °, 72 °, 108 °, 144 ° and 180 ° are respectively illustrated in FIGS. 10A-10F.
Les figures 8A à 8F montrent les positions des lumières de contournement 223 et 224 de l'élément d'obturation 200 dans le système de combustion 1 pour une demi-révolution (180°) de l'élément d'obturation sélective 200, les figures 10A à 10F montrant l'élément d'obturation après respectivement une rotation θ de 0°, 36°, 72°, 108°, 144° et 180°.FIGS. 8A to 8F show the positions of the bypass lights 223 and 224 of the shutter element 200 in the combustion system 1 for a half-revolution (180 °) of the selective shutter element 200, FIGS. 10A to 10F showing the shutter member after respectively a rotation θ of 0 °, 36 °, 72 °, 108 °, 144 ° and 180 °.
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Effective date: 20181228 |
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