WO2016120551A1 - Module de combustion a volume constant pour une turbomachine - Google Patents

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    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
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    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
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    • F02K7/06—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with combustion chambers having valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Definitions

  • the invention relates to the field of combustion chambers of aircraft turbomachines, of the constant volume combustion type.
  • turbomachine in particular turbojet engines, turboprop engines, and turbomachines with unducted fans, also known by the Anglo-Saxon term "Open Rotor”.
  • the combustion chamber of a conventional aircraft turbine engine operates according to a so-called Brayton cycle, that is to say a constant pressure combustion cycle. Nevertheless, to obtain specific consumption gains, it has been envisaged to replace the combustion chamber operating on a Brayton cycle with a combustion chamber operating on a Humphrey cycle, that is to say a combustion cycle with constant volume or "CVC".
  • the document FR-2945.316 describes an exemplary embodiment of an HVAC combustion chamber.
  • the chamber comprises at the inlet a compressed gas inlet valve composed of two rotary elements of substantially ovoidal section which are rotatably mounted along axes parallel to each other and perpendicular to the axis of the chamber, said elements being able to determine when they are disjointed an open position of the valve and when they are joined a position closing the valve.
  • the chamber likewise has at its exit a similar exhaust valve capable of oscillating between an open position and a closed position.
  • the positions of the valves are controlled in a synchronized manner to implement the three successive phases of the Humphrey cycle, namely admission / sweep - combustion - exhaust.
  • the design of the intake and exhaust valves is perfectible, particularly in terms of robustness and sealing, the latter can be problematic especially during the high pressure observed during the phase of combustion, because of the perfectible sealing of the ovoid section elements.
  • an HVAC combustion chamber comprising spherical valves comprising spherical rotors rotatably mounted about axes perpendicular to the axis of the chamber and combined with spherical shells of these rotors, said rotors and said shells having alignable channels and lumens with each other and with combustion chamber exit inlet channels for selectively determining the opening or closing of corresponding intake and exhaust valves.
  • Each chamber has a spherical valve at each end thereof, and said valves are synchronized with each other to implement the three successive phases of the Humphrey cycle.
  • the design of the intake and exhaust valves is greatly improved, particularly in terms of sealing, but nevertheless has many disadvantages.
  • each chamber requires an intake valve and an exhaust valve which are its own, so that a turbomachine comprising several chambers comprises as many intake valves and exhaust valves as chambers .
  • DE-10.347.588-A1 has also been proposed a turbomachine comprising a compressor and a turbine connected by a common shaft, and a single combustion chamber CVC which is arranged on the periphery of the turbomachine around the shaft and between the compressor and the turbine.
  • the HVAC chamber is capable of admitting intake gases via an intake rotary valve and discharging the exhaust gases to the turbine via a rotary exhaust valve.
  • the rotary intake and exhaust valves each consist of two concentric rings provided with vanes, the vanes of the two rings being spaced at the same angular spacing. The vanes of each ring thus delimit a plurality of passages which are each arranged between two consecutive vanes of the ring.
  • the vanes of each inner ring are thus capable of closing or releasing the passage between two vanes of the corresponding outer ring, depending on whether the vanes of the inner ring seal the passages between the vanes of the outer ring, or that they are aligned with the vanes of the outer ring and thus release the passages between the vanes of the outer ring.
  • the blades of each inner ring aerodynamically extend those of the outer ring in a position of alignment of the blades corresponding to the full opening of the rotary valve.
  • the sealing proposed by the rotary valves is imperfect because, in the closed position of the valve, the vanes of each inner ring can not cover angularly those of the corresponding outer ring at the risk of not prolong that imperfectly the blades of the outer ring in the alignment position of the blades corresponding to the open position of the valve, and thus constitute an obstacle to the flow of gases.
  • the seal at the junction of the edges of the vanes of the inner ring and the edges of the vanes of the inner ring is therefore actually performed only at the edge of said blades, along an extremely thin sealing line, and is therefore therefore precarious.
  • the invention therefore aims to overcome the disadvantages mentioned above, relating to the achievements of the prior art.
  • the invention generally proposes a combustion engine combustion chamber of constant volume combustion type, preferably comprising chambers distributed in a radiating structure, in particular in a barrel, and operating in out-of-phase cycles, to ensure a homogeneous supply of at least one turbomachine turbine arranged downstream of the chambers.
  • the invention generally proposes an intake valve common to all rooms and an exhaust valve common to all rooms.
  • the invention proposes a turbomachine combustion module, in particular an aircraft, configured for the implementation of constant volume combustion, comprising at least a plurality of combustion chambers arranged around an axis, such as an axis of the turbomachine, each chamber comprising a compressed gas intake port and a burned gas exhaust port, a corresponding intake / exhaust rotary valve associated respectively with each intake port and exhaust, coaxial with said axis, and each intake / exhaust port being configured to be opened or closed by said rotary intake / exhaust valve, characterized in that it comprises a plurality of combustion chambers angularly distributed regularly about said axis, whose intake ports are configured to be opened or closed by a common rotary valve intake and whose exhaust ports are confi gured to be opened or closed by a common rotary exhaust valve.
  • each port comprises a radial opening which is formed in a longitudinal wall of the combustion chamber having a cylinder-section surface coaxial with the axis
  • each rotary intake / exhaust valve comprises a tubular element for each port intake / exhaust valve of the chamber, mounted to rotate coaxially with said axis and comprising at least one radial slot, arranged substantially in an axial plane of the radial opening of said port, which is rotatably mounted in said surface in a cylinder section or around said cylinder-section surface, and which is able to seal or release said radial opening during the rotation of said tubular element, the cylinder-section surface of the longitudinal wall of each combustion chamber is turned towards the axis, and the tubular element of each valve is rotatably mounted internally to said surface, said tubular element comprising an internal bore delimiting a duct; intake / exhaust gas for the supply of intake / exhaust gases,
  • each combustion chamber comprises two opposite outer and outer walls respectively comprising at least respective outer and inner surfaces shaped as cylinder sections, said respectively outer and inner walls each having one of said ports having a radial opening formed in said inner wall; or external, and said module comprises an outer / inner tubular rotary valve associated with each outer / inner surface of the outer / inner wall of the combustion chamber, which comprises a tubular element of diameter corresponding to said outer or inner wall and rotatably mounted coaxially in or around said corresponding outer / inner surface, said tubular member having a lumen, arranged substantially in an axial plane of the radial opening of said port, which is adapted to seal or release said radial opening when rotation of said tubular element,
  • each combustion chamber is arranged coaxially around the end of a tubular internal casing element comprising a duct of annular section, the duct having an end opening into the periphery of said tubular internal element, which is arranged opposite the opening of the inner wall of the chamber, the internal rotary valve being interposed radially between said tubular inner casing element and the inner wall of the combustion chamber,
  • the combustion chamber is arranged coaxially inside a tubular outer casing element comprising an annular duct, the external rotary valve being arranged around the outer wall of the casing; each combustion chamber in said annular duct of the tubular outer casing element,
  • the intake port is associated with the outer wall of each combustion chamber, the intake gases being conveyed by the annular duct of the tubular outer casing element, and the exhaust port is associated with the inner wall; of each combustion chamber, the intake gases being discharged through the duct of the tubular inner casing element,
  • the combustion module comprises a common shutter member which comprises the rotational inlet / exhaust valves rotatably connected to each other.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising a compressor module, comprising at least one compressor, and a turbine module, comprising at least one turbine, said turbomachine comprising a combustion module of the type previously described which is powered by the compressor module. and which feeds the turbine module.
  • the turbomachine comprises a tree system that links the compressor module to the turbine module.
  • the compressor module supplies the combustion module via a single intake duct, which combustion module supplies the turbine module via a single exhaust duct, and at least one combustion chamber.
  • Shaft system forms the drive means of the common shutter element.
  • said turbomachine comprises a combustion module that is powered by the compressor module and that supplies the turbine module, said module combustion apparatus having an intake valve and an exhaust valve which can be out of phase active according to the different phases of operation of the turbomachine.
  • the valves may be driven by common drive means and engaged to each other, or selectively disengaged or out of phase, but may also be driven independently of one another while being selectively synchronized, desynchronized or out of phase with each other.
  • FIG. 1 is a perspective view intersected by an axial plane of a principle of embodiment of a combustion module according to the invention
  • FIG. 2 is a diagrammatic view in axial section of the combustion module of FIG. 1;
  • FIG. 3 is a diagrammatic cross-sectional view of the combustion module of FIG. 2;
  • FIG. 4 is a perspective view of a first embodiment of a combustion module according to the invention.
  • FIG. 5 is a diagrammatic cross-sectional view of the combustion module of FIG. 4;
  • FIG. 6 is a cutaway perspective view of a turbomachine comprising a combustion module according to a second embodiment
  • FIG. 7 is a schematic view in axial section of the turbomachine of FIG. 6;
  • FIG. 8 is a cross-sectional view of a third embodiment of a combustion module according to the invention.
  • FIG. 9 is an axial sectional view of the combustion module of Figure 8 and a casing of an associated turbine engine;
  • - Figures 10 to 14 are schematic views of different turbine engine architectures implementing a combustion module according to the invention.
  • FIGS. 1 to 5 and FIG. 8 show a combustion module 10 produced in accordance with the invention.
  • the module 10 is configured to implement a constant volume combustion taking place according to the Humphrey cycle, that is to say having a combustion time, an exhaust time, and a time of fresh air intake and flue gas scavenging.
  • the module 10 comprises a plurality of combustion chambers 12 arranged around an axis "A", only one of which has been shown in Figures 1 to 3 to simplify understanding.
  • a configuration comprising several chambers 12 has been represented in FIG. 6, which represents a turbomachine 14 comprising ten combustion chambers 12 arranged around the axis "A" of the turbomachine.
  • the axis "A" may for example coincide with an axis of rotation of the turbomachine.
  • each chamber 12 comprises a port 1 6 for admission of compressed gas and a port 18 exhaust gases burned.
  • the port 1 6 for the admission of compressed gas is supplied by a compressor module 20 of the turbomachine 14 comprising at least one compressor 22, and the port 18 exhaust gas feeds at least one turbine module 24 comprising at least one turbine 26.
  • each intake port 1 6 or exhaust port 18 is configured to be opened or closed by a rotary admission valve 28 or by a corresponding exhaust valve 30, coaxial with the axis A of the turbomachine 14.
  • the module 10 which has been shown in Figures 1 to 3 comprises only a combustion chamber 12.
  • the module 10 comprises at least two combustion chambers 12 angularly distributed regularly around the axis A, the intake ports 1 6 are configured to be open or closed by a common intake rotary valve 28 and whose exhaust ports 18 are configured to be opened or closed by a common exhaust rotary valve 30.
  • the inlet valve 28 and the exhaust valve 30 can rotate together or may be parts that can rotate differently.
  • FIG. 5 shows, by way of example, a first embodiment of a module 10 comprising a common rotary valve 28 for admission which feeds the three intake ports 1 6 of the three combustion chambers 12 of the same module 10.
  • FIG. 6 there is shown the example of a second embodiment of the module 10 having a common rotary valve 28 intake which supplies the intake ports of ten combustion chambers 12 of the same module 10 and an exhaust rotary valve 30 which is fed by the ten exhaust ports of the ten combustion chambers 12 of said module 10.
  • This configuration is particularly advantageous because it allows to feed several chambers 12 with a single intake valve 28 and to evacuate the gas with a single exhaust valve 30, which greatly simplifies the architecture of a turbomachine comprising such a combustion module 10 compared to previously known designs of the state of the art.
  • the combustion chambers 12 are angularly distributed regularly around the axis A, and each have a direction preferably oriented in a substantially axial direction, to form a barrel-shaped structure.
  • this configuration is not limiting of the invention, and the chambers could be arranged according to another orientation.
  • the chambers could be evenly angularly distributed about the axis A, but each have a direction preferably oriented in a substantially radial direction, so as to form a star-shaped structure.
  • a main feature of the invention is that the chambers 12 can be arranged radially.
  • a combustion module having a determined number "n” of chambers 12 will see the cycles of its shifted chambers.
  • n the number of chambers less than the "n / 2" half of the "n” number of chambers at the same time to balance the loads on the rotary valves.
  • two opposite chambers will be on the same cycle phase considering for example for four rooms at a given time two rooms in combustion and two rooms without combustion.
  • the rotary intake and exhaust valves 30 are synchronized in rotation with one another, rotating at the same rotational speed.
  • This synchronization can be achieved by any means known from the state of the art, especially mechanically.
  • each combustion chamber 12 comprises at least one wall 32, 34 having a surface 33, 35 in a cylinder section coaxial with the axis A.
  • the chambers 12 comprise a first longitudinal wall 32 having a surface 33 in a cylinder section, facing the axis A, ie an inner wall 32, which comprises the two intake ports 1 6 and exhaust 18, and incidentally a second longitudinal wall 34, facing away from the axis A, that is to say an outer wall 34, which is devoid intake or exhaust ports.
  • each combustion chamber 12 comprises, extending longitudinally, a first outer wall 32, coaxial with the axis A and comprising at least one surface 33 in a section of cylinder turned away from said axis A, that is to say outwards, and which has the intake port 1 6, and a second inner wall 34, extending longitudinally, and having at least one cylinder-section surface coaxial with the axis A and facing towards the axis A, that is to say inwards, and which comprises the exhaust port 18.
  • Each port 1 6, 18 comprises, according to the configuration chosen, a radial opening 36, 38 which is formed in the corresponding longitudinal wall 32, 34 of the combustion chamber whose surface 33 and / or in cylinder section is coaxial with the axis A.
  • Each rotary intake / exhaust valve 30 comprises a corresponding tubular element 40, 42, of diameter corresponding to said cylinder section, which is rotatably mounted coaxially in the cylinder section or around the cylinder section of the surface 33 and / or 35 of the respective wall 32, 34.
  • This tubular element 40, 42 comprises a bore delimiting a conduit 44, 46 of intake / exhaust gas which extends axially to the right of the combustion chamber 12, and it comprises at least one radial slot 50, 52, opening respectively in the conduit 44, 46 and arranged substantially in an axial plane of the radial opening 36, 38 of said port 1 6, 18, which is able to allow the release or closure of said radial opening 36, 38 during the rotation of said tubular element 40, 42, according to whether radial light 50, 52, rotated with the tubular element 40, 42 passes or not in front of the radial opening 36, 38 of said port 16, 18.
  • each element tubular 40 or 42 has an internal bore 44, 46 defining the inlet / exhaust gas duct, which is formed in the tubular element 40, 42, and which allows the delivery of the inlet gases and the exhaust gas evacuation in the direction of flow of these gases, as shown by the arrow in Figure 1.
  • each tubular element 40, 42 is annular and delimits a corresponding internal bore 44, 46.
  • the bore 44 of the tubular element 40 is configured to surround a gas supply duct 64 from the compressor 22, and in the same way the bore 46 of the tubular element 42 surrounds a gas exhaust duct 58 the turbine 26.
  • the duct The gas supply can be defined near the combustion chamber 12 by an annular inlet guide 65 and the exhaust gas duct can be defined near the combustion chamber 12 by an annular exhaust guide 59.
  • each combustion chamber 12 has two opposite outer walls 32 and 32, respectively, which comprise at least respective outer 33 and inner 35 surfaces shaped as cylinder sections.
  • the walls 32, 34 each have a port 1 6, 18 having a radial opening 36, 38 formed in said outer wall 32 or inner 34.
  • the combustion module 10 comprises an outer tubular rotary valve 28 and an inner tubular rotary valve 30, associated with each outer wall 32 and outer 34 of the combustion chamber 12, which each comprise a respective tubular element 40, 42 of diameter corresponding to said outer or inner wall and which is rotatably mounted coaxially with the outer surface 33 or inner 35 corresponding cylinder section.
  • Each tubular element 40, 42 comprises at least one lumen 50, 52 arranged substantially in an axial plane of the radial opening 36, 38 of the port 1 6, 18, which is able to close or release said radial opening 36, 38 during the rotation of said tubular element 40, 42.
  • the tubular elements 40, 42 constituting the valves 28, 30 cooperate with the same wall 32 which they release or close ports 1 6, 18 axially offset
  • the tubular elements 40, 42 cooperate with two radially offset walls 32, 34 from which they release or close ports 1 6, 18, these ports 1 6, 18 being at least radially offset.
  • the ports 16, 18 may also be axially offset, without this being limiting of the invention.
  • each combustion chamber 12 is arranged coaxially around the end 54 of a tubular inner casing member 56 having a duct 58 of annular section.
  • the conduit 58 has an end 60, which opens into the periphery of said tubular inner member 56, which is arranged facing the opening 38 of the inner wall 34 of the chamber 12, and the internal rotary valve 30 is interposed radially between said internal tubular housing element 56 and the inner wall 34 of the combustion chamber 12.
  • combustion chamber 12 is arranged coaxially inside a tubular outer casing element 62 having an annular duct 64, and the external rotary valve 28 is arranged around the outer wall 32 of the chambers 12. combustion inside said annular conduit 64 of the tubular outer casing member 62.
  • the intake port 1 6 is associated with the outer wall 32 of the combustion chambers 12, the inlet gases being then conveyed by the annular duct 64 of the tubular outer casing element 62, and correspondingly the exhaust port 30 is associated with the inner wall 34 of the combustion chambers 12 , the intake gases being then discharged through the conduit 58 of the inner tubular housing member 56.
  • the combustion module 10 may comprise a common shutter element 66 which comprises the rotary intake and exhaust valves 30 and which is driven for example by a single drive means, the valves are thus mutually connected to rotation.
  • This configuration makes it possible to achieve in a very simple way the synchronization of the intake and exhaust valves 30.
  • this configuration is not limiting of the invention and the rotary intake and exhaust valves 30 can be moved by different but synchronized drive means.
  • the shutter element 66 is shaped in the form of a wheel comprising a flange 67 in the form of a disk to which are joined side by side. other two tubular elements 40, 42.
  • this shutter element 66 can be achieved in different ways.
  • the shutter member 66 may be driven by a motor 68 and a spur gear gear coupling 70, as shown in FIG. 1, but more simply, the shutter member 66 may be coupled to a spindle drive system.
  • Associated turbomachine shafts via appropriate reduction.
  • the intake valves 28 and exhaust 30 can naturally be driven by separate drive means, for example synchronized.
  • turbomachine used in aeronautical propulsion, comprising a compressor module 20 comprising at least one compressor 22 and a turbine module 24 comprising at least one turbine 26.
  • a turbine engine comprises a module 10 of the type described above, powered by the compressor module 20 and supplying the turbine module 24.
  • FIGS. 6 and 7 An example of such a turbomachine 14, as shown in FIGS. 6 and 7, comprises, for example, as previously seen, a compressor module 20 comprising at least one compressor 22, a combustion module 10 of the type described above, and a turbine module 24 comprising at least one turbine 26.
  • the module 22 is connected to the turbine module 24 by a system of shafts 72.
  • the compressor module 22 supplies the combustion module 10 with intake gas, for example by means of a single intake duct, the combustion module 10 supplies the combustion engine with fuel.
  • turbine unit 24 in the exhaust gas via for example an exhaust duct 58, and at least one shaft of the shaft system 22 forms the drive means of the common shutter element 66.
  • said turbomachine could comprise a combustion module comprising an intake valve and an exhaust valve 10 that could be out of phase. in an active manner according to the different operating phases of the turbomachine.
  • the valves could be moved by a common drive means and be engaged with each other, or disengaged or out of phase with each other. selectively, but they could also be driven independently of each other while being selectively synchronized, desynchronized or out of phase with each other.
  • the invention thus makes it possible to simply and reliably provide the admission and exhaust of the chambers 12 of a constant volume type combustion module 10.
  • FIGS 10 to 14 illustrate different possibilities of application to different types of propulsion systems.
  • FIG. 10 represents a first type of system in which a turbomachine 14 drives directly or via a gearbox a load 74, such as for example a turboprop propeller.
  • a turbomachine 14 drives directly or via a gearbox a load 74, such as for example a turboprop propeller.
  • the turbine module 24 is directly coupled to the load 74.
  • FIG. 11 represents a second type of system in which a turbomachine 14 drives a free turbine 76, which in turn directly drives a load 74, such as for example a turboprop propeller.
  • a load 74 such as for example a turboprop propeller.
  • the gases at the outlet of the turbine module 24 drive the free turbine 76.
  • FIG. 12 represents a third type of system in which a combustion module 10 drives a turbine module 24, which in turn directly drives a load 74, such as, for example, a turboprop propeller. In this case, it is the gases at the outlet of the combustion module 10 which drive the turbine module 24.
  • FIG. 13 represents a fourth type of system in which a turbomachine 14 of the type described previously ejects gases in a nozzle 78. In this case the propulsion is provided by reaction.
  • FIG. 14 represents a fifth type of system in which a combustion module 10 directly ejects gases in a nozzle 78.
  • the system is reduced to its simplest expression and is very close in operation to a ramjet, with the difference that it has a higher number of combustion chambers 12 synchronized in their operating cycles. The pressure of operation is then higher. Propulsion is also provided by reaction.
  • the invention therefore proposes a new type of propulsion system which is particularly advantageous in that, at equal thrust, it has been estimated that such a system is likely to allow a consumption gain of 10% to 20% compared to a turbomachine conventional.

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Abstract

L'invention concerne un module (10) de combustion de turbomachine, notamment d'aéronef, configuré pour la mise en oeuvre d'une combustion à volume constant, comportant une pluralité de chambres (12) de combustion réparties angulairement de manière régulière autour d'un axe (A), chaque chambre (12) comprenant un port (16) d'admission de gaz comprimé et un port (18) d'échappement de gaz brûlés, chaque port d'admission (16) / d'échappement (18) étant configuré pour être ouvert ou fermé par une vanne rotative commune d'admission (28) / d'échappement (30) correspondante coaxiale audit axe (A). L'invention concerne aussi une turbomachine comportant un module (10) de combustion du type précédemment décrit.

Description

Module de combustion à volume constant pour une turbomachine
L'invention se rapporte au domaine des chambres de combustion de turbomachines d'aéronef, du type à combustion à volume constant.
L'invention s'applique à tout type de turbomachine, en particulier les turboréacteurs, les turbopropulseurs, et les turbomachines à soufflantes non carénées, aussi connues sous le vocable anglo-saxon de « Open Rotor ».
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
De manière connue, la chambre de combustion d'une turbomachine d'aéronef conventionnelle fonctionne selon un cycle dit de Brayton, c'est-à-dire un cycle de combustion à pression constante. Néanmoins, pour obtenir des gains de consommation spécifique, il a été envisagé de remplacer la chambre de combustion fonctionnant selon un cycle de Brayton par une chambre de combustion fonctionnant selon un cycle de Humphrey, c'est-à-dire un cycle de combustion à volume constant ou « CVC ».
Le principe des cycles de combustion à volume constant sont connus de longue date des statoréacteurs, tel que celui décrit dans le document FR-2.866.6766-A1 . Ce document décrit un statoréacteur dont la chambre de combustion unique comporte une soupape rotative d'admission et une soupape rotative d'échappement.
Toutefois, le principe des cycles de combustion à volume constant n'a été que rarement appliqué aux modules de combustion destinés à alimenter une turbine d'une turbomachine.
Le document FR-2.945.316 décrit un exemple de réalisation d'une chambre de combustion CVC. La chambre comprend à l'entrée une vanne d'admission de gaz comprimé composée de deux éléments rotatifs de section sensiblement ovoïde qui sont montés tournants selon des axes parallèles entre eux et perpendiculaires à l'axe de la chambre, lesdits éléments étant capables de déterminer lorsqu'ils sont disjoints une position d'ouverture de la vanne et lorsqu'ils sont jointifs une position de fermeture de la vanne. La chambre comporte de la même manière à sa sortie une vanne d'échappement similaire capable d'osciller entre une position ouverte et une position fermée. Les positions des vannes sont pilotées de manière synchronisée afin de mettre en œuvre les trois phases successives du cycle de Humphrey, à savoir admission/balayage - combustion - échappement.
Dans cette solution, la conception des vannes d'admission et d'échappement s'avère perfectible, en particulier en termes de robustesse et d'étanchéité, cette dernière pouvant être problématique en particulier lors de la forte mise en pression observée durant la phase de combustion, du fait de l'étanchéité perfectible des éléments de section ovoïde.
Pour remédier à cet inconvénient, on a proposé dans le document WO-2014/020275-A1 une chambre de combustion CVC comportant des vannes sphériques comportant des rotors sphériques montés rotatifs autour d'axes perpendiculaires à l'axe de la chambre et combinés avec des enveloppes sphériques de ces rotors, lesdits rotors et lesdites enveloppes comportant des canaux et des lumières aptes à être alignés les uns avec les autres et avec des canaux d'entrée de sortie de la chambre de combustion pour déterminer sélectivement l'ouverture ou la fermeture des vannes d'admission et d'échappement correspondantes. Chaque chambre comporte une vanne sphérique à chacune de ses extrémités, et lesdites vannes sont synchronisées l'une avec l'autre afin de mettre en œuvre les trois phases successives du cycle de Humphrey.
Dans cette solution, la conception des vannes d'admission et d'échappement est grandement améliorée, notamment en termes d'étanchéité, mais présente néanmoins de nombreux inconvénients. En premier lieu, les mouvements des rotors sphériques dans les enveloppes provoquent de nombreux frottements, préjudiciables à la longévité de telles vannes. En deuxième lieu, les vannes sont délicates à fabriquer, du fait de la forme sphérique de leurs éléments. En troisième lieu, dans cette conception, les vannes demeurent indépendantes et doivent être synchronisées, et de ce fait la complexité de la chambre de combustion n'est pas améliorée. En quatrième et dernier lieu, chaque chambre nécessite une vanne d'admission et une vanne d'échappement qui lui sont propres, de sorte qu'une turbomachine comportant plusieurs chambres comporte autant de vannes d'admission et de vannes d'échappement que de chambres.
On a aussi proposé dans le document DE-10.347.588-A1 une turbomachine comportant un compresseur et une turbine reliés par un arbre commun, et une chambre de combustion CVC unique qui est agencée sur la périphérie de la turbomachine autour de l'arbre et entre le compresseur et la turbine. La chambre CVC est susceptible d'admettre des gaz d'admission par l'intermédiaire d'une soupape rotative admission et d'évacuer les gaz d'échappement vers la turbine par l'intermédiaire d'une soupape rotative d'échappement. Les soupapes rotatives d'admission et d'échappement sont constituées chacune de deux anneaux concentriques pourvus d'aubages, les aubages des deux anneaux étant espacés selon le même espacement angulaire. Les aubages de chaque anneau délimitent ainsi une pluralité de passages qui sont disposés chacun entre deux aubes consécutives de l'anneau. Les aubages de chaque anneau intérieur sont ainsi susceptibles d'obturer ou de libérer le passage entre deux aubages de l'anneau extérieur correspondant, selon que les aubes de l'anneau intérieur obturent les passages entre les aubes de l'anneau extérieur, ou qu'elles sont alignées avec les aubes de l'anneau extérieur et libèrent ainsi les passages entre les aubes de l'anneau extérieur. Par ailleurs les aubes de chaque anneau intérieur prolongent aérodynamiquement celles de l'anneau extérieur dans une position d'alignement des aubes correspondant à la pleine ouverture de la soupape rotative. Dans cette solution, l'étanchéité proposée par les soupapes rotatives est imparfaite car, dans la position fermée de la soupape, les aubes de chaque anneau intérieur ne peuvent recouvrir angulairement celles de l'anneau extérieur correspondant sous peine de ne plus prolonger qu'imparfaitement les aubes de l'anneau extérieure dans la position d'alignement des aubes correspondant à la position ouverte de la soupape, et de constituer ainsi un obstacle à l'écoulement des gaz. L'étanchéité à la jonction des bords des aubes de l'anneau intérieur et des bords des aubes de l'anneau intérieur n'est donc réellement effectuée qu'au bord desdites aubes, suivant une ligne d'étanchéité extrêmement ténue, et est donc par conséquent précaire.
Par ailleurs, les aubes des anneaux étant réparties angulairement de manière régulière suivant toute la périphérie de ces anneaux, cette solution ne peut être appliquée qu'à une chambre CVC unique et périphérique, car une division en plusieurs chambres discrètes conduirait à avoir des secteurs angulaires des anneaux, même réduits, qui seraient situés entre deux chambres et qui ne permettraient plus de passage de gaz dans cette zone, induisant alors à l'admission des refoulement des gaz d'admission ou tout le moins des perturbations de l'écoulement de ces gaz.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a donc pour but de remédier aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur.
Dans ce but, l'invention propose de manière générale une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef du type à combustion à volume constant, comportant de préférence des chambres réparties selon une structure rayonnante, notamment en barillet, et fonctionnant selon des cycles déphasés, afin d'assurer une alimentation homogène d'au moins une turbine de turbomachine agencée en aval des chambres. En complément de cette architecture, l'invention propose de manière générale une vanne d'admission commune à toutes les chambres et une vanne d'échappement commune à toutes les chambres.
Pour ce faire, l'invention propose un module de combustion de turbomachine, notamment d'aéronef, configuré pour la mise en œuvre d'une combustion à volume constant, comportant au moins une pluralité de chambres de combustion agencées autour d'un axe, tel qu'un axe de la turbomachine, chaque chambre comprenant un port d'admission de gaz comprimé et un port d'échappement de gaz brûlés, une vanne rotative d'admission / d'échappement correspondante associée respectivement à chaque port d'admission et d'échappement, coaxiale audit axe, et chaque port d'admission / d'échappement étant configuré pour être ouvert ou fermé par ladite vanne rotative d'admission / d'échappement, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de chambres de combustion réparties angulairement de manière régulière autour dudit axe, dont les ports d'admission sont configurés pour être ouverts ou fermés par une vanne rotative commune d'admission et dont les ports d'échappement sont configurés pour être ouverts ou fermés par une vanne rotative commune d'échappement.
Selon d'autres caractéristiques du module :
- les vannes rotatives d'admission / d'échappement sont synchronisées en rotation l'une à l'autre,
- chaque port comporte une ouverture radiale qui est formée dans une paroi longitudinale de la chambre de combustion comportant une surface en tronçon de cylindre coaxiale à l'axe, et chaque vanne rotative d'admission / d'échappement comporte un élément tubulaire pour chaque port de d'admission / d'échappement de la chambre, monté tournant coaxialement audit axe et comportant au moins une lumière radiale, agencée sensiblement dans un plan axial de l'ouverture radiale dudit port, qui est monté tournant dans ladite surface en tronçon de cylindre ou autour de ladite surface en tronçon de cylindre, et qui est apte à obturer ou libérer ladite ouverture radiale lors de la rotation dudit élément tubulaire, - la surface en tronçon de cylindre de la paroi longitudinale de chaque chambre de combustion est tournée vers l'axe, et l'élément tubulaire de chaque vanne est monté tournant intérieurement à ladite surface, ledit élément tubulaire comportant un alésage interne délimitant un conduit de gaz d'admission / d'échappement permettant l'acheminement des gaz d'admission / d'échappement,
- chaque chambre de combustion comporte deux parois respectivement extérieure et intérieure opposées comportant au moins des surfaces respectives extérieure et intérieure conformées en tronçons de cylindre, lesdites parois respectivement extérieure et intérieure comportant chacune l'un desdits ports comportant une ouverture radiale formée dans ladite paroi intérieure ou extérieure, et ledit module comporte une vanne rotative tubulaire extérieure / intérieure associée à chaque surface extérieure / intérieure de la paroi extérieure / intérieure de la chambre de combustion, qui comporte un élément tubulaire de diamètre correspondant à ladite paroi extérieure ou intérieure et monté tournant coaxialement dans ou autour ladite surface extérieure / intérieure correspondante, ledit élément tubulaire comportant une lumière, agencée sensiblement dans un plan axial de l'ouverture radiale dudit port, qui est apte à obturer ou libérer ladite ouverture radiale lors de la rotation dudit élément tubulaire,
- chaque chambre de combustion est agencée coaxialement autour de l'extrémité d'un élément interne tubulaire de carter comportant un conduit de section annulaire, le conduit comportant une extrémité débouchant dans la périphérie dudit élément interne tubulaire, qui est agencée en regard de l'ouverture de la paroi intérieure de la chambre, la vanne rotative interne étant interposée radialement entre ledit élément interne tubulaire de carter et la paroi intérieure de la chambre de combustion,
- la chambre de combustion est agencée coaxialement à l'intérieur d'un élément externe tubulaire de carter comportant un conduit annulaire, la vanne rotative externe étant agencée autour de la paroi extérieure de chaque chambre de combustion dans ledit conduit annulaire de l'élément externe tubulaire de carter,
- le port d'admission est associé à la paroi extérieure de chaque chambre de combustion, les gaz d'admission étant acheminés par le conduit annulaire de l'élément externe tubulaire de carter, et le port d'échappement est associé à la paroi intérieure de chaque chambre de combustion, les gaz d'admission étant évacués par le conduit de l'élément interne tubulaire de carter,
- le module de combustion comporte un élément obturateur commun qui comporte les vannes rotatives d'admission / d'échappement liées mutuellement à rotation.
L'invention concerne aussi une turbomachine comportant un module de compresseur, comportant au moins un compresseur, et un module de turbine, comportant au moins une turbine, ladite turbomachine comportant un module de combustion du type décrit précédemment qui est alimenté par le module de compresseur et qui alimente le module de turbine.
Par exemple, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux et simple, la turbomachine comporte un système d'arbres qui lie le module de compresseur au module de turbine. Le module de compresseur alimente le module de combustion par l'intermédiaire d'un conduit d'admission unique, lequel module de combustion alimente le module de turbine par l'intermédiaire d'un conduit d'échappement unique, et au moins un arbre du système d'arbres forme le moyen d'entraînement de l'élément obturateur commun.
En variante, dans un autre mode de réalisation particulièrement avantageux car permettant une grande possibilité d'optimisation de contrôle de la combustion, ladite turbomachine comporte un module de combustion qui est alimenté par le module de compresseur et qui alimente le module de turbine, ledit module de combustion comportant une vanne d'admission et une vanne d'échappement qui peuvent être déphasées de manière active en fonction des différentes phases de fonctionnement de la turbomachine. Ainsi, les vannes peuvent être mues par un moyen d'entraînement commun et être embrayées l'une à l'autre, ou être débrayées ou déphasées de manière sélective, mais elles peuvent également être entraînées indépendamment l'une de l'autre tout en étant sélectivement synchronisées, désynchronisées ou déphasées l'une par rapport à l'autre.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective coupée par un plan axial d'un principe de réalisation d'un module de combustion selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique en coupe axiale du module de combustion de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique en coupe transversale du module de combustion de la figure 2 ;
- la figure 4 est une vue en perspective d'un premier mode de réalisation d'un module de combustion selon l'invention ;
- la figure 5 est une vue schématique en coupe transversale du module de combustion de la figure 4 ;
- la figure 6 est une vue en perspective avec arrachement d'une turbomachine comportant un module de combustion selon un deuxième mode de réalisation ;
- la figure 7 est une vue schématique en coupe axiale de la turbomachine de la figure 6 ;
- la figure 8 est une vue en coupe transversale d'un troisième mode de réalisation d'un module de combustion selon l'invention ;
- la figure 9 est une vue en coupe axiale du module de combustion de la figure 8 et d'un carter d'une turbomachine associée ; - les figures 10 à 14 sont des vues schématiques de différentes architectures de turbomachines mettant en œuvre un module de combustion selon l'invention.
Dans la description qui va suivre, des chiffres de référence identiques désignent des pièces identiques ou ayant des fonctions similaires.
On a représenté aux figures 1 à 5 et à la figure 8 un module de combustion 10 réalisé conformément à l'invention. De manière connue, le module 10 est configuré pour mettre en œuvre une combustion à volume constant se déroulant 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.
De manière connue le module 10 comporte une pluralité de chambres 12 de combustion agencées autour d'un axe "A", dont une seule a été représentée sur les figures 1 à 3 pour en simplifier la compréhension. Une configuration comportant plusieurs chambres 12 a été représentée à la figure 6, qui représente une turbomachine 14 comportant dix chambres 12 de combustion agencées autour de l'axe "A" de la turbomachine. De manière non limitative de l'invention, l'axe "A" peut par exemple coïncider avec un axe de rotation de la turbomachine.
Comme l'illustrent les figures 1 et 2, chaque chambre 12 comprend un port 1 6 d'admission de gaz comprimé et un port 18 d'échappement des gaz brûlés. Dans une turbomachine du type de celle qui a été représentée aux figures 6 et 7, le port 1 6 d'admission de gaz comprimé est alimenté par un module de compresseur 20 de la turbomachine 14 comprenant au moins un compresseur 22, et le port 18 d'échappement de gaz alimente au moins un module de turbine 24 comprenant au moins une turbine 26.
Conformément à l'invention, chaque port d'admission 1 6 ou port d'échappement 18 est configuré pour être ouvert ou fermé par une vanne rotative d'admission 28 ou par une vanne d'échappement 30 correspondante, coaxiale à l'axe A de la turbomachine 14. Pour la compréhension de l'invention, le module 10 qui a été représenté aux figures 1 à 3 ne comporte qu'une chambre 12 de combustion. Toutefois, dans le mode de réalisation préféré de l'invention, le module 10 comporte au moins deux chambres 12 de combustion réparties angulairement de manière régulière autour de l'axe A, dont les ports d'admission 1 6 sont configurés pour être ouverts ou fermés par une vanne rotative commune d'admission 28 et dont les ports d'échappement 18 sont configurés pour être ouverts ou fermés par une vanne rotative commune d'échappement 30. La vanne d'admission 28 et la vanne d'échappement 30 peuvent tourner ensemble ou peuvent être des pièces pouvant tourner différemment.
Sur la figure 5, on a représenté à titre d'exemple un premier mode de réalisation d'un module 10 comportant une vanne rotative 28 commune d'admission qui alimente les trois ports d'admission 1 6 des trois chambres 12 de combustion du même module 10.
De même, à la figure 6 on a représenté l'exemple d'un second mode de réalisation du module 10 comportant une vanne rotative 28 commune d'admission qui alimente les ports d'admission de dix chambres 12 de combustion d'un même module 10 et une vanne rotative 30 d'échappement qui est alimentée par les dix ports d'échappement des dix chambres 12 de combustion dudit module 10.
Cette configuration est particulièrement avantageuse, car elle permet d'alimenter plusieurs chambres 12 avec une seule vanne d'admission 28 et d'en évacuer les gaz avec une seule vanne d'échappement 30, ce qui permet de simplifier considérablement l'architecture d'une turbomachine comportant un tel module de combustion 10 par rapport aux conceptions précédemment connues de l'état de la technique.
Les chambres 12 de combustion sont réparties angulairement de manière régulière autour de l'axe A, et présentent chacune une direction orientée de préférence suivant une direction sensiblement axiale, de manière à former une structure en forme de barillet. Toutefois, cette configuration n'est pas limitative de l'invention, et les chambres pourraient être agencées selon une autre orientation. Par exemple, les chambres pourraient être également réparties angulairement de manière régulière autour de l'axe A, mais présenter chacune une direction orientée de préférence suivant une direction sensiblement radiale, de manière à former une structure en forme d'étoile. Ainsi il sera compris qu'une caractéristique principale de l'invention est que les chambres 12 puissent être disposées de manière rayonnante.
De préférence également, les cycles de combustion des chambres
12 sont décalés suivant un décalage dépendant du nombre de chambres 12. Ceci permet de lisser le flux des gaz d'échappement fournis au module de turbine 24, en lissant les phénomènes de pulsation inhérents aux cycles de combustion à volume constant. En effet, si toutes les chambres 12 fonctionnaient simultanément suivant les mêmes temps du cycle de Humphrey, les phases d'échappement seraient toutes simultanées et il en résulterait un débit de gaz d'échappement irrégulier, car soumis à la pulsation simultanée des gaz provenant des chambres 12. Au contraire, un module de combustion 10 comportant des cycles de chambres 12 décalés permet de lisser ces pulsations. On remarquera que l'admission en gaz d'échappement du module de turbine 24 sera d'autant plus homogène et exempte de pulsations que le nombre de chambres 12 sera élevé.
Ainsi, de préférence, un module de combustion comportant un nombre déterminé "n" de chambres 12 verra-t-il les cycles de ses chambres décalés. Pour un nombre de "n" chambres, on sera amené à faire fonctionner un nombre de chambres inférieur à la moitié "n/2" du nombre "n" de chambres en même temps pour équilibrer les charges sur les vannes rotatives. En particulier, deux chambres opposées seront sur une même phase de cycle en considérant par exemple pour quatre chambres à un instant déterminé deux chambres en combustion et deux chambres sans combustion. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les vannes rotatives d'admission 28 et d'échappement 30 sont synchronisées en rotation l'une à l'autre, en tournant à la même vitesse de rotation.
Cette synchronisation peut être réalisée par tout moyen connu de l'état de la technique, notamment de manière mécanique.
Il convient de noter qu'il est possible de prévoir un dispositif de déphasage réglable entre les vannes rotatives d'admission 28 et d'échappement 30, afin par exemple de pouvoir modifier le déphasage des vannes rotatives d'admission 28 et d'échappement 30 en fonction des conditions d'exploitation du module 12 de combustion, les vannes rotatives d'admission 28 et d'échappement 30, une fois en régime établi, demeurant synchronisées en rotation l'une à l'autre.
On va à présent décrire un mode de réalisation préféré des chambres 12 et des vannes 28, 30.
De manière préférentielle de l'invention, chaque chambre 12 de combustion comporte au moins une paroi 32, 34 comportant une surface 33, 35 en tronçon de cylindre coaxiale à l'axe A.
Dans les premier et deuxième modes de réalisation de l'invention précédemment décrits, les chambres 12 comportent une première paroi longitudinale 32 comportant une surface 33 en tronçon de cylindre, tournée vers l'axe A, c'est à dire une paroi 32 intérieure, qui comporte les deux ports d'admission 1 6 et d'échappement 18, et accessoirement une deuxième paroi longitudinale 34, tournée à l'opposé de l'axe A, c'est-à-dire une paroi extérieure 34, qui est dépourvue de ports d'admission ou d'échappement.
Dans un troisième mode de réalisation qui a été représenté aux figures 8 et 9, chaque chambre 12 de combustion comporte, s'étendant longitudinalement, une première paroi 32 extérieure, coaxiale à l'axe A et comportant au moins une surface 33 en tronçon de cylindre tournée à l'opposé dudit axe A, c'est-à-dire vers l'extérieur, et qui comporte le port d'admission 1 6, et une deuxième paroi 34 intérieure, s'étendant longitudinalement, et comportant au moins une surface 35 en tronçon de cylindre, coaxiale à l'axe A et tournée vers l'axe A, c'est-à-dire vers l'intérieur, et qui comporte le port d'échappement 18.
Il sera compris que d'autres configurations sont possibles sans changer la nature de l'invention, par exemple une configuration selon laquelle les ports d'admission 16 et d'échappement 18 seraient disposés sur une paroi coaxiale à l'axe A et tournée à l'opposé dudit axe A, ou une configuration sensiblement inverse du troisième mode de réalisation.
Chaque port 1 6, 18 comporte, selon la configuration choisie, une ouverture radiale 36, 38 qui est formée dans la paroi longitudinale correspondante 32, 34 de la chambre de combustion dont la surface 33 et/ou 35 en tronçon de cylindre est coaxiale à l'axe A. Chaque vanne rotative d'admission 28 / d'échappement 30 comporte un élément tubulaire 40, 42 correspondant, de diamètre correspondant audit tronçon de cylindre, qui est monté tournant coaxialement dans le tronçon de cylindre ou autour du tronçon de cylindre de la surface 33 et/ou 35 de la paroi respective 32, 34. Cet élément tubulaire 40, 42 comporte un alésage délimitant un conduit 44, 46 de gaz d'admission / d'échappement qui s'étend axialement jusqu'au droit de la chambre de combustion 12, et il comporte au moins une lumière radiale 50, 52, débouchant respectivement dans le conduit 44, 46 et agencée sensiblement dans un plan axial de l'ouverture radiale 36, 38 dudit port 1 6, 18, qui est apte à permettre la libération ou l'obturation de ladite ouverture radiale 36, 38 lors de la rotation dudit élément tubulaire 40, 42, selon que lumière radiale 50, 52, entraînée en rotation avec l'élément tubulaire 40, 42 passe ou non devant l'ouverture radiale 36, 38 dudit port 16, 18.
Ainsi, dans la représentation de principe et les premier et deuxième modes de réalisation qui ont été représentés aux figures 1 à 7, la surface 33 en tronçon de cylindre de la paroi 32 de la chambre de combustion 12 est tournée vers l'axe A, et l'élément tubulaire 40, 42 de chaque vanne 28, 30 est monté tournant intérieurement à cette surface 33. Chaque élément tubulaire 40 ou 42 comporte un alésage interne 44, 46 délimitant le conduit de gaz d'admission / d'échappement, qui est donc formé dans l'élément tubulaire 40, 42, et qui permet l'acheminement des gaz d'admission et l'évacuation des gaz d'échappement selon le sens du flux de ces gaz, comme il a été représenté par la flèche de la figure 1 .
Dans le cas particulier du deuxième mode de réalisation qui a été représenté aux figures 6 et 7, chaque élément tubulaire 40, 42 est annulaire et il délimite un alésage interne correspondant 44, 46. L'alésage 44 de l'élément tubulaire 40 est configuré pour entourer un conduit d'amenée des gaz 64 issus du compresseur 22, et de la même façon l'alésage 46 de l'élément tubulaire 42 entoure un conduit d'échappement des gaz 58 la turbine 26. En particulier, le conduit d'amenée des gaz peut être délimité à proximité de la chambre 12 de combustion par un guide annulaire d'admission 65 et le conduit d'échappement des gaz peut être délimité à proximité de la chambre 12 de combustion par un guide annulaire d'échappement 59.
Dans le troisième mode de réalisation qui a été représenté aux figures 8 et 9, chaque chambre de combustion 12 comporte deux parois respectivement extérieure 32 et intérieure 34 opposées qui comportent au moins des surfaces respectives extérieure 33 et intérieure 35 conformées en tronçons de cylindre. Les parois 32, 34 comportent chacune un port 1 6, 18 comportant une ouverture radiale 36, 38 formée dans ladite paroi extérieure 32 ou intérieure 34. Le module de combustion 10 comporte une vanne rotative tubulaire extérieure 28 et une vanne rotative tubulaire intérieure 30, associée à chaque paroi extérieure 32 et extérieure 34 de la chambre 12 de combustion, qui comportent chacune un élément tubulaire respectif 40, 42 de diamètre correspondant à ladite paroi extérieure ou intérieure et qui est monté tournant coaxialement à la surface extérieure 33 ou intérieure 35 en tronçon de cylindre correspondante. Chaque élément tubulaire 40, 42 comporte au moins une lumière 50, 52 agencée sensiblement dans un plan axial de l'ouverture radiale 36, 38 du port 1 6, 18, qui est apte à obturer ou libérer ladite ouverture radiale 36, 38 lors de la rotation dudit élément tubulaire 40, 42.
Ainsi, la différence principale entre, d'une part, les premier et deuxième modes de réalisation de l'invention, et le troisième mode d'autre part, est que dans les premier et deuxième modes de réalisation de l'invention les éléments tubulaires 40, 42 constituant les vannes 28, 30 coopèrent avec une même paroi 32 dont ils libèrent ou obturent les ports 1 6, 18 décalés axialement, alors que dans le troisième mode de réalisation de l'invention les éléments tubulaires 40, 42 coopèrent avec deux parois 32, 34 décalées radialement dont ils libèrent ou obturent les ports 1 6, 18, ces ports 1 6, 18 étant au moins décalés radialement.
On remarquera que dans le troisième mode de réalisation, les ports 16, 18 peuvent aussi être décalés axialement, sans que cela soit limitatif de l'invention.
Comme l'illustre la figure 9, dans le troisième mode de réalisation de l'invention, chaque chambre de combustion 12 est agencée coaxialement autour de l'extrémité 54 d'un élément interne tubulaire de carter 56 comportant un conduit 58 de section annulaire. Le conduit 58 comporte une extrémité 60, qui débouche dans la périphérie dudit élément interne tubulaire 56, qui est agencée en regard de l'ouverture 38 de la paroi intérieure 34 de la chambre 12, et la vanne rotative interne 30 est interposée radialement entre ledit élément 56 interne tubulaire de carter et la paroi intérieure 34 de la chambre 12 de combustion.
D'une manière analogue, la chambre de combustion 12 est agencée coaxialement à l'intérieur d'un élément externe tubulaire de carter 62 comportant un conduit annulaire 64, et la vanne rotative externe 28 est agencée autour de la paroi extérieure 32 des chambres 12 de combustion à l'intérieur dudit conduit annulaire 64 de l'élément 62 externe tubulaire de carter.
De préférence, dans ce troisième mode de réalisation de l'invention, le port d'admission 1 6 est associé à la paroi extérieure 32 des chambres 12 de combustion, les gaz d'admission étant alors acheminés par le conduit annulaire 64 de l'élément externe 62 tubulaire de carter, et de manière correspondante le port d'échappement 30 est associé à la paroi intérieure 34 des chambres de combustion 12, les gaz d'admission étant alors évacués par le conduit 58 de l'élément interne 56 tubulaire de carter.
Il sera compris que cette configuration n'est pas limitative de l'invention et pourrait être inversée. Par ailleurs, par exemple, l'admission et l'échappement pourraient être axialement décalés, moyennant une longueur supérieure de la chambre de combustion.
Une caractéristique particulièrement avantageuse de l'invention est que le module de combustion 10 peut comporter un élément obturateur commun 66 qui comporte les vannes rotatives d'admission 28 et d'échappement 30 et qui est mû par exemple par un unique moyen d'entraînement, les vannes étant donc liées mutuellement à rotation. Cette configuration permet de réaliser de manière très simple la synchronisation des vannes d'admission 28 et d'échappement 30. Toutefois, cette configuration n'est pas limitative de l'invention et les vannes rotatives d'admission 28 et d'échappement 30 peuvent être mues par des moyens d'entraînement différents mais synchronisés.
Par exemple, dans le cas particulier du deuxième mode de réalisation qui a été représenté aux figures 6 et 7, l'élément obturateur 66 est conformé sous la forme d'une roue comportant un flasque 67 en forme de disque auquel sont accolés de part et d'autre les deux éléments tubulaires 40, 42.
L'entraînement de cet élément obturateur 66 peut être réalisé de différentes manières. Par exemple, l'élément obturateur 66 peut être entraîné par un moteur 68 et un accouplement par engrenage à renvoi d'angle 70, comme représenté à la figure 1 , mais plus simplement, l'élément obturateur 66 peut être accouplé à un système d'arbres de la turbomachine associée par l'intermédiaire d'une réduction appropriée. En variante, les vannes d'admission 28 et d'échappement 30 peuvent naturellement être entraînées par des moyens d'entraînements distincts, par exemple synchronisés.
L'invention trouve donc naturellement à s'appliquer à une turbomachine utilisée dans la propulsion aéronautique, comportant un module de compresseur 20 comportant au moins un compresseur 22 et un module 24 de turbine comportant au moins une turbine 26. Une telle turbomachine comporte un module 10 de combustion du type décrit précédemment, alimenté par le module 20 de compresseur et alimentant le module 24 de turbine.
Un exemple d'une telle turbomachine 14, comme représenté aux figures 6 et 7, comporte par exemple comme on l'a vu précédemment un module 20 de compresseur comportant au moins un compresseur 22, un module de combustion 10 du type décrit précédemment, et un module 24 de turbine comportant au moins une turbine 26. Dans cette configuration, le module 22 est lié au module de turbine 24 par un système d'arbres 72.
Dans cette configuration, comme représenté aux figures 6 et 7, le module de compresseur 22 alimente en gaz d'admission le module 10 de combustion par exemple par l'intermédiaire d'un conduit d'admission unique, le module de combustion 10 alimente le module de turbine 24 en gaz d'échappement par l'intermédiaire par exemple d'un conduit d'échappement 58, et au moins un arbre du système d'arbres 22 forme le moyen d'entraînement de l'élément obturateur commun 66.
En variante, dans un autre mode de réalisation particulièrement avantageux qui permettrait une grande possibilité d'optimisation de contrôle de la combustion, ladite turbomachine pourrait comporter un module de combustion comportant une vanne d'admission et une vanne d'échappement 10 qui pourraient être déphasées de manière active en fonction des différentes phases de fonctionnement de la turbomachine. Ainsi, les vannes pourraient être mues par un moyen d'entraînement commun et être embrayées l'une à l'autre, ou débrayées ou déphasées de manière sélective, mais elles pourraient également être entraînées indépendamment l'une de l'autre tout en étant sélectivement synchronisées, désynchronisées ou déphasées l'une à l'autre.
L'invention permet donc de réaliser de manière simple et fiable l'admission et l'échappement des chambres 12 d'un module 10 de combustion de type à volume constant.
Les figures 10 à 14 illustrent différentes possibilités d'application à différents types de systèmes propulsifs.
La figure 10 représente un premier type de système dans lequel une turbomachine 14 entraîne directement ou via un réducteur une charge 74, comme par exemple une hélice de turbopropulseur. Dans ce cas le module de turbine 24 est directement accouplé à la charge 74.
La figure 1 1 représente un deuxième type de système dans lequel une turbomachine 14 entraîne une turbine libre 76, qui entraîne à son tour directement une charge 74, comme par exemple une hélice de turbopropulseur. Dans ce cas, les gaz en sortie du module de turbine 24 entraînent la turbine libre 76.
La figure 12 représente un troisième type de système dans lequel un module de combustion 10 entraîne un module de turbine 24, qui entraîne à son tour directement une charge 74, comme par exemple une hélice de turbopropulseur. Dans ce cas, ce sont les gaz en sortie du module de combustion 10 qui entraînent le module de turbine 24.
La figure 13 représente un quatrième type de système dans lequel une turbomachine 14 du type décrit précédemment éjecte des gaz dans une tuyère 78. Dans ce cas la propulsion est assurée par réaction.
Enfin la figure 14 représente un cinquième type de système dans lequel un module de combustion 10 éjecte directement des gaz dans une tuyère 78. Dans ce cas, le système est réduit à sa plus simple expression et est très proche en fonctionnement d'un statoréacteur, à cette différence qu'il présente un nombre plus élevé de chambres de combustion 12 synchronisées dans leurs cycles de fonctionnement. La pression de fonctionnement est alors plus élevée. La propulsion est également assurée par réaction.
L'invention propose donc un nouveau type de système propulsif qui est particulièrement avantageux en ce que, à poussée égale, on a estimé qu'un tel système est susceptible de permettre un gain de consommation de 10% à 20 % par rapport à une turbomachine conventionnelle.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Module (10) de combustion de turbomachine, notamment d'aéronef, configuré pour la mise en œuvre d'une combustion à volume constant, comportant au moins une chambre (12) de combustion agencée autour d'un axe (A), ladite chambre (12) comprenant un port (1 6) d'admission de gaz comprimé et un port (18) d'échappement de gaz brûlés, une vanne rotative d'admission (28) / d'échappement (30) correspondante associée respectivement à chaque port d'admission (1 6) et d'échappement (18), coaxiale audit axe (A), et chaque port d'admission (1 6) / d'échappement (18) étant configuré pour être ouvert ou fermé par ladite vanne rotative d'admission (28) / d'échappement (30), caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de chambres (12) de combustion réparties angulairement de manière régulière autour dudit axe (A), dont les ports d'admission (1 6) sont configurés pour être ouverts ou fermés par une vanne rotative commune d'admission (28) et dont les ports d'échappement (18) sont configurés pour être ouverts ou fermés par une vanne rotative commune d'échappement (30).
2. Module (10) de combustion selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les vannes rotatives d'admission (28) / d'échappement (30) sont synchronisées en rotation l'une à l'autre.
3. Module (10) de combustion selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque port (1 6, 18) comporte une ouverture radiale (36, 38) qui est formée dans une paroi (32, 34) longitudinale de la chambre (12) de combustion comportant une surface en tronçon de cylindre (33, 35) coaxiale à l'axe (A), et en ce que chaque vanne rotative d'admission (28) / d'échappement (30) comporte un élément tubulaire (40, 42) pour chaque port de d'admission (1 6) / d'échappement (18) de la chambre, monté tournant coaxialement audit axe (A) et comportant au moins une lumière radiale (50, 52), agencée sensiblement dans un plan axial de l'ouverture radiale (36, 38) dudit port (1 6, 18), qui est monté tournant dans ladite surface (33, 35) en tronçon de cylindre ou autour de ladite surface (33, 35) en tronçon de cylindre, et qui est apte à obturer ou libérer ladite ouverture radiale (36, 38) lors de la rotation dudit élément tubulaire (40, 42).
4. Module de combustion (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la surface en tronçon de cylindre (33) de la paroi (32) longitudinale de chaque chambre de combustion (10) est tournée vers l'axe (10), et en ce que l'élément tubulaire (40, 42) de chaque vanne est monté tournant intérieurement à ladite surface (33), ledit élément tubulaire (40, 42) comportant un alésage interne (44, 46) délimitant un conduit de gaz d'admission / d'échappement permettant l'acheminement des gaz d'admission / d'échappement.
5. Module (10) de combustion selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque chambre de combustion (12) comporte deux parois respectivement extérieure (32) et intérieure (34) opposées comportant au moins des surfaces respectives extérieure (33) et intérieure (35) conformées en tronçons de cylindre, lesdites parois respectivement extérieure (32) et intérieure (34) comportant chacune l'un desdits ports (1 6, 18) comportant une ouverture radiale (36, 38) formée dans ladite paroi intérieure (34) ou extérieure (32), et en ce que ledit module (10) comporte une vanne rotative tubulaire extérieure (28) / intérieure (30) associée à chaque surface extérieure (33)/ intérieure (35) de la paroi extérieure (32) / intérieure (34) de la chambre de combustion (12), qui comporte un élément tubulaire (40, 42) de diamètre correspondant à ladite paroi extérieure (32) ou intérieure (34) et monté tournant coaxialement dans ou autour ladite surface extérieure (33)/ intérieure (35) correspondante, ledit élément tubulaire (40, 42) comportant une lumière (50, 52), agencée sensiblement dans un plan axial de l'ouverture radiale dudit port (1 6, 18), qui est apte à obturer ou libérer ladite ouverture radiale (36, 38) lors de la rotation dudit élément tubulaire (40, 42).
6. Module de combustion (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque chambre (12) de combustion est agencée coaxialement autour de l'extrémité (54) d'un élément interne tubulaire de carter (56) comportant un conduit (58) de section annulaire, le conduit (58) comportant une extrémité (60) débouchant dans la périphérie dudit élément interne tubulaire (56), qui est agencée en regard de l'ouverture (38) de la paroi intérieure (34) de la chambre (12), la vanne rotative interne (30) étant interposée radialement entre ledit élément interne tubulaire de carter (56) et la paroi intérieure (34) de la chambre de combustion.
7. Module de combustion (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque chambre de combustion (12) est agencée coaxialement à l'intérieur d'un élément externe tubulaire de carter (62) comportant un conduit annulaire (64), la vanne rotative externe (28) étant agencée autour de la paroi extérieure (32) de chaque chambre (12) de combustion dans ledit conduit annulaire (64) de l'élément externe tubulaire de carter.
8. Module de combustion (10) selon la revendication 7, caractérisé en ce que le port d'admission (28) est associé à la paroi extérieure (32) de chaque chambre de combustion (12), les gaz d'admission étant acheminés par le conduit annulaire (64) de l'élément externe (62) tubulaire de carter, et en ce que le port d'échappement (30) est associé à la paroi intérieure (34) de chaque chambre de combustion (12), les gaz d'admission étant évacués par le conduit (58) de l'élément interne (56) tubulaire de carter.
9. Module (10) de combustion selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un élément obturateur commun (66) qui comporte les vannes rotatives d'admission (28) / d'échappement (30) liées mutuellement à rotation.
10. Turbomachine (14) comportant un module (20) de compresseur selon l'une des revendications précédentes, comportant au moins un compresseur (22) et un module (24) de turbine comportant au moins une turbine (26), caractérisée en ce qu'elle comporte un module (10) de combustion selon l'une quelconque des revendications précédentes alimenté par le module (20) de compresseur et alimentant le module (24) de turbine.
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