WO2016193589A1 - Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise - Google Patents

Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise Download PDF

Info

Publication number
WO2016193589A1
WO2016193589A1 PCT/FR2016/051263 FR2016051263W WO2016193589A1 WO 2016193589 A1 WO2016193589 A1 WO 2016193589A1 FR 2016051263 W FR2016051263 W FR 2016051263W WO 2016193589 A1 WO2016193589 A1 WO 2016193589A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
air
annular wall
cooling
angle
holes
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2016/051263
Other languages
English (en)
Inventor
Patrice André Commaret
Jacques Marcel Arthur Bunel
Romain Nicolas Lunel
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to CA2987526A priority Critical patent/CA2987526C/fr
Priority to ES16733638T priority patent/ES2729098T3/es
Priority to CN201680032599.4A priority patent/CN107683391B/zh
Priority to US15/579,006 priority patent/US10760436B2/en
Priority to EP16733638.7A priority patent/EP3303774B1/fr
Priority to BR112017025792-0A priority patent/BR112017025792B1/pt
Priority to RU2017145251A priority patent/RU2718371C2/ru
Publication of WO2016193589A1 publication Critical patent/WO2016193589A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachine combustion chambers. It is more particularly an annular wall for direct combustion chamber or reverse flow cooled by a so-called "multi-perforation" process.
  • annular turbomachine combustion chamber is formed of an inner annular wall (also called inner ferrule) and an outer annular wall (also called outer ferrule) which are connected upstream by a transverse wall forming the chamber bottom .
  • the inner and outer shrouds are each provided with a plurality of holes and various air intake ports allowing air circulating around the combustion chamber to penetrate into the interior thereof.
  • so-called “primary” and “dilution” holes are formed in these ferrules to convey air inside the combustion chamber.
  • the air passing through the primary holes helps to create an air / fuel mixture that is burned in the chamber, while the air from the dilution holes is intended to promote the dilution of the same air / fuel mixture.
  • the inner and outer shells are subjected to the high temperatures of the gases from the combustion of the air / fuel mixture.
  • multi-perforation are also drilled through these ferrules over their entire surface. These multi-perforation orifices, generally inclined at 60 °, allow the air circulating outside the chamber to penetrate inside thereof by forming cooling air films along the shrouds. .
  • the zone of the inner and outer rings which is located around and in particular directly downstream of each of the primary or dilution holes because of the laser drilling technology used, has an absence of orifices and thus benefits from a low level of cooling with the risk of formation and propagation of cracks that implies.
  • the Applicant has proposed in its application FR2982008 to produce, just downstream of primary holes or dilution holes, additional cooling orifices arranged in a plane perpendicular to the direction of flow of the combustion gases.
  • the present invention therefore aims to overcome such drawbacks by providing an annular combustion chamber wall which by using total air pressure ensures a better cooling of the areas likely to appear crests primers and especially those located directly downstream of the primary and dilution holes.
  • annular wall of a turbomachine combustion chamber comprising a cold side and a hot side, said annular wall comprising:
  • a plurality of air intake ports distributed in at least one circumferential row to allow air flowing from said cold side to enter said hot side, said air intake ports creating around them areas; with a high thermal gradient, and
  • a plurality of cooling ports for allowing air flowing from said cold side to enter said hot side to form a cooling air film along said annular wall, said cooling ports being distributed in a plurality of rows circumferentially spaced axially from each other and the geometric axes of each of said cooling orifices being inclined, in an axial direction D of flue gas flow, an inclination angle ⁇ 1 with respect to a normal N to said wall annular,
  • said annular wall being characterized in that it furthermore comprises, in said zones with a high thermal gradient, perforation bent at an angle ⁇ greater than 90 °, said angle a being taken between an input geometric axis Ae and an output geometric axis As of said multi-perforation hole, said output geometric axis of said multi-perforation hole being inclined at an angle ⁇ 3 with respect to said normal N to said annular wall through which said bent multi-perforation holes are drilled, in a so-called gyration direction at most perpendicular to said axial direction D of gas flow of combustion.
  • said angle ⁇ is between 90 ° and 170 ° and said direction of gyration is inclined with respect to said axial direction D of flow of the combustion gases of an angle ⁇ between 50 ° and 90 °.
  • said multi-perforation holes have a diameter d3, preferably identical to said diameter d1 of said cooling orifices and said outlet tilt ⁇ 3 is preferably identical to said inclination 01 of said cooling orifices, each of said multi-perforation holes. can have a variable profile, so as to optimize the cooling locally.
  • said input geometrical axis of said multi-perforation hole is inclined at an angle ⁇ 4 with respect to said normal N to said annular wall, in an axial direction D of flow of the combustion gases, said input inclination ⁇ 4 preferably being identical to said inclination ⁇ 1 of said cooling orifices.
  • said multi-perforation holes divide in two from a bent portion to form two air outlets opening on the hot side and the one or both air outlets opening on the hot side of said multi-perforation holes can or may have a variable diameter d3 cone-shaped.
  • said air intake orifices are primary holes allowing circulating air said cold side to enter said hot side to create an air / fuel mixture or said air intake ports are dilution holes allowing air flowing from said cold side to enter said hot side to provide dilution of the air / fuel mixture.
  • the present invention also relates to a combustion chamber and a turbomachine (having a combustion chamber) comprising an annular wall as defined above.
  • FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a turbomachine combustion chamber in its environment
  • FIG. 2 is a partial view in developed of one of the annular walls of the combustion chamber of FIG. 1 according to one embodiment of the invention
  • FIGS. 3 and 4 are partial views respectively from above and in perspective of a portion of the annular wall of Figure 2;
  • FIGS. 5 and 6 show two alternative embodiments of the multi-perforation holes bent in one of the annular walls of the combustion chamber of FIG. 1. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
  • FIG. 1 illustrates in its environment a combustion chamber 10 for a turbomachine.
  • a turbomachine comprises in particular a compression section (not shown) in which air is compressed before being injected into a chamber housing 12, then into the combustion chamber 10 mounted inside thereof.
  • the compressed air is introduced via air inlets into the combustion chamber and mixed with fuel prior to being burned.
  • the gases resulting from this combustion are then directed to a high-pressure turbine 14 disposed at the outlet of the combustion chamber.
  • the combustion chamber is of the annular type. It is formed of an inner annular wall 16 and an outer annular wall 18 which are joined upstream by a transverse wall 20 forming the chamber bottom. It can be direct as illustrated or reverse flow. In this case, a return elbow is placed between the combustion chamber and the turbine distributor.
  • the inner annular walls 16 and outer 18 extend along a longitudinal axis slightly inclined relative to the longitudinal axis 22 of the turbomachine.
  • the chamber bottom 20 is provided with a plurality of openings 20A in which are mounted the same plurality of fuel injectors 24.
  • the chamber cover 12 which is formed of an inner envelope
  • the inner annular walls 16 and outer 18 each have a cold side 16a, 18a disposed on the side of the annular space 26 in which the compressed air circulates and a hot side 16b, 18b turned towards the inside of the combustion chamber ( see Figure 4).
  • the combustion chamber 10 is divided into a so-called “primary” zone (or combustion zone) and a so-called “secondary” zone (or dilution zone) located downstream of the previous one (the downstream means with respect to a general axial direction of flow of the gases resulting from the combustion of the air / fuel mixture inside the combustion chamber and represented by the arrow D).
  • the air that feeds the primary zone of the combustion chamber is introduced by a circumferential row of primary holes 28 formed in the inner annular walls 16 and outer 18 of the chamber over the entire circumference of these annular walls. These primary holes have a downstream edge aligned on the same line 28A.
  • the air supplying the secondary zone of the chamber it borrows a plurality of dilution holes 30 also formed in the inner annular walls 16 and outer 18 all around the circumference of these annular walls.
  • These dilution holes 30 are aligned in a circumferential row which is offset axially downstream from the rows of the primary holes 28 and they may have different diameters including alternating large and small holes. In the configuration illustrated in Figure 2, these dilution holes of different diameters, however, have a downstream edge aligned on the same line 30A.
  • a plurality of cooling orifices 32 are provided in order to cool the inner and outer annular walls 16 and 18 of the combustion chamber which are subjected to the high temperatures of the combustion gases.
  • the return elbow is also provided with such orifices.
  • multi-perforation By multiple holes also called “multi-perforation", are distributed according to a plurality of circumferential rows spaced axially from each other. These rows of multi-perforation orifices generally cover the entire surface of the annular walls of the combustion chamber.
  • the number and the diameter d1 of the cooling orifices 32 are identical in each of the rows.
  • the pitch pl between two orifices of the same row is constant and may be identical or not for all the rows.
  • the adjacent rows of cooling orifices are arranged so that the orifices 32 are staggered as shown in FIG. 2.
  • the cooling orifices 32 generally have an inclination angle ⁇ 1 with respect to a normal N to the annular wall 16, 18 through which they are drilled.
  • This inclination ⁇ 1 allows the air passing through these orifices to form a film of air along the hot side 16b, 18b of the annular wall.
  • the inclination ⁇ 1 of the cooling orifices 32 is directed so that the air film thus formed flows in the flow direction of the combustion gases inside the chamber (represented by the arrow D ).
  • the diameter d1 of the cooling orifices 32 may be between 0.3 and 1. mm (preferentially between 0.4 and 0.6 mm), the pitch p between 1 and 10 mm and their inclination ⁇ 1 between + 30 ° and + 70 °, typically + 60 °.
  • the primary holes 28 and the dilution holes 30 have a diameter of the order of 4 to 20 mm.
  • each annular wall 16, 18 of the combustion chamber may further comprise disposed directly downstream of these dilution holes 30 (but a similar configuration downstream of the holes).
  • primary 28 is also possible to limit the rise of the thermal gradient at these holes and thus avoid the formation of cracks) and distributed along several circumferential rows from the upstream transition axis 30A, a plurality of additional cooling orifices 34
  • the air film delivered by these additional orifices flows in a perpendicular direction due to their arrangement at 90.degree. ° in a plane perpendicular to this axial direction D of flue gas flow.
  • This multi-perforation made perpendicularly to the axis of the turbomachine (in the following description, it will speak of multi-perforation gyratory as opposed to the axial multi-perforation of the cooling orifices) allows to bring these additional holes of the holes of dilution (or primary holes if necessary) and therefore limit the rise of the thermal gradient at these holes.
  • the additional orifices 34 of the same row have the same diameter d2, preferably identical to the diameter d1 of the cooling orifices 32, are spaced by a constant pitch p2 which may or may not be identical to the pitch p1 between the cooling orifices 32 and have an inclination ⁇ 2, preferably identical to the inclination ⁇ 1 of the cooling orifices 32 but arranged in a perpendicular plane.
  • these characteristics of the additional orifices 34 may, while remaining within the ranges of values defined above, be substantially different from those of the cooling orifices 32, that is to say that the inclination ⁇ 2 of the additional orifices of a
  • the same row relative to a normal N to the annular wall 16, 18 may be different from that of the cooling orifices, and the diameter d2 of the additional orifices of the same row may be different from that of the cooling orifices 32.
  • an optimum cooling around the dilution holes as primary holes is obtained by using the dynamic pressure on the cold side (between the casing and the wall of the chamber) while maintaining the effect of the hot-side gyration.
  • multi-perforation holes 36 bent at an angle ⁇ greater than 90 ° in the wall of the chamber, so that they are fed by the total air pressure cold side, as for axial multi-perforation, while opening on the hot side as in multi-perforation gyratory.
  • the holes are powered by the static pressure of the air between the housing 12 and the chamber wall while in the case of the multi -Perforation axial holes are powered by the total air pressure.
  • the fact of being fed by the static pressure implies that the dynamic air pressure (total P - static P) is not used between the casing and the wall of the chamber. However, this dynamic pressure is even greater at the primary holes and dilution holes.
  • the angle typically between 90 ° and 170 ° is taken between an input geometric axis Ae and an output geometric axis
  • the output geometric axis (hot wall side hole axis) being inclined at an angle ⁇ 3 with respect to the normal N to the annular wall but in a plane itself inclined by an angle ⁇ in a so-called gyration direction at most perpendicular to the axial direction D of the gas flow combustion.
  • this angle of turn ⁇ is between 50 ° and 90 °.
  • These multi-perforation holes 36 have a diameter d3, preferably identical to the diameter d1 of the cooling orifices 32 and the inclination at the outlet ⁇ 3 is preferably identical to the inclination ⁇ 1 of the cooling orifices 32.
  • input geometric axis may be straight (parallel to the normal N) or preferably have an inclination ⁇ 4 (preferably identical to the inclination ⁇ 1 of the cooling orifices 32) relative to this normal in the axial direction D of flue gas flow.
  • these different characteristics can, while remaining in the ranges of values defined previously for the cooling orifices 32, be substantially different.
  • each multi-perforation hole 36 may advantageously be variable, that is to say with a diameter d3, inclinations ⁇ 3 and ⁇ 4
  • this lateral exchange surface (surface wetted by the air that passes through the hole) is identical for the 3 types of multi-perforation holes.
  • the bent hole does not degrade the cooling of the wall by the forced convection of the air flowing through it.
  • the air outlet of the multi-perforation hole 36 opening on the hot side may have a variable diameter d3 in the shape of a cone and therefore no longer be constant as before but with the diameter d3 increasing. by getting closer to this air outlet.
  • the air outlet opening on the hot side can, after the bent portion, divide into two parts so as to increase the exchange surface between the cooling air and the wall.
  • the diameter d3 will preferably be identical throughout the multi-perforation hole 36, but the angles ⁇ 1 and ⁇ 2 between the input geometrical axis and the respective output geometrical axes of the two parts after the bend may be identical as illustrated or illustrated. still different.
  • the air outlets forming the end portion of the hole may also have a variable diameter.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Paroi annulaire de chambre de combustion de turbomachine, comportant entre un côté froid (16a, 18a) et un côté chaud (16b, 18b), une pluralité d'orifices d'admission d'air (30) répartis selon au moins une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant du côté froid de pénétrer du côté chaud, ces orifices d'admission d'air créant autour d'eux des zones à fort gradient thermique, et une pluralité d'orifices de refroidissement (32) pour permettre à l'air circulant du côté froid de pénétrer du côté chaud afin de former un film d'air de refroidissement le long de la paroi annulaire, la paroi annulaire comportant en outre, dans les zones à fort gradient thermique, des trous de multi-perforation (36) coudés d'un angle a supérieur à 90°, cet angle a étant pris un axe géométrique d'entrée Ae et un axe géométrique de sortie As du trou de multi-perforation, l'axe géométrique de sortie du trou de multi-perforation étant incliné d'un angle θ3 par rapport à une normale N à la paroi annulaire au travers de laquelle lesdits trous de multi-perforation coudés sont percés, dans une direction dite de giration au plus perpendiculaire à la direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion.

Description

Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement optimisé
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des chambres de combustion de turbomachine. Elle vise plus particulièrement une paroi annulaire pour chambre de combustion directe ou à flux inversé refroidie par un procédé dit de «multi-perforation».
Typiquement, une chambre de combustion annulaire de turbomachine est formée d'une paroi annulaire interne (dite aussi virole interne) et d'une paroi annulaire externe (dite aussi virole externe) qui sont reliées en amont par une paroi transversale formant le fond de chambre.
Les viroles interne et externe sont chacune pourvues d'une pluralité de trous et d'orifices d'admission d'air divers permettant à de l'air circulant autour de la chambre de combustion de pénétrer à l'intérieur de celle-ci.
Ainsi, des trous dits « primaires » et « de dilution » sont formés dans ces viroles pour acheminer de l'air à l'intérieur de la chambre de combustion. L'air empruntant les trous primaires contribue à créer un mélange air/carburant qui est brûlé dans la chambre, tandis que l'air provenant des trous de dilution est destiné à favoriser la dilution de ce même mélange air/carburant.
Les viroles interne et externe sont soumises aux températures élevées des gaz provenant de la combustion du mélange air/carburant.
Afin d'assurer leur refroidissement, des orifices supplémentaires dits de multi-perforation sont également percés au travers de ces viroles sur toute leur surface. Ces orifices de multi-perforation, inclinés en général à 60°, permettent à l'air circulant à l'extérieur de la chambre de pénétrer à l'intérieur de celle-ci en formant le long des viroles des films d'air de refroidissement.
Toutefois, en pratique, il a été constaté que la zone des viroles interne et externe qui est située autour et notamment directement en aval de chacun des trous primaires ou de dilution, du fait de la technologie de perçage laser utilisée, présente une absence d'orifices et bénéficie donc d'un faible niveau de refroidissement avec le risque de formation et de propagation de criques que cela implique. Afin de résoudre ce problème, la demanderesse a proposé dans sa demande FR2982008 de réaliser, juste en aval des trous primaires ou des trous de dilution, des orifices additionnels de refroidissement disposés dans un plan perpendiculaire au sens d'écoulement des gaz de combustion. Toutefois, ces orifices additionnels dits giratoires (car à 90°), s'ils permettent d'assurer un refroidissement efficace par rapport à la classique multi-perforation axiale où le film d'air est stoppé par la présence de ces trous, présentent encore certains inconvénients du fait notamment qu'ils sont alimentés par la seule pression statique de l'air circulant autour de la chambre de combustion.
Obiet et résumé de l'invention
La présente invention a donc pour but de pallier de tels inconvénients en proposant une paroi annulaire de chambre de combustion qui par un recours à la pression totale de l'air assure un meilleur refroidissement des zones susceptibles de voir apparaître des amorces de criques et notamment celles situées directement en aval des trous primaires et de dilution.
A cet effet, il est prévu une paroi annulaire de chambre de combustion de turbomachine, comportant un côté froid et un côté chaud, ladite paroi annulaire comportant :
. une pluralité d'orifices d'admission d'air répartis selon au moins une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud, lesdits orifices d'admission d'air créant autour d'eux des zones à fort gradient thermique, et
. une pluralité d'orifices de refroidissement pour permettre à l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi annulaire, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonferentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison Θ1 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire,
ladite paroi annulaire étant caractérisée en ce qu'elle comporte en outre, dans lesdites zones à fort gradient thermique, des trous de multi- perforation coudés d'un angle a supérieur à 90°, ledit angle a étant pris entre un axe géométrique d'entrée Ae et un axe géométrique de sortie As dudit trou de multi-perforation, ledit axe géométrique de sortie dudit trou de multi-perforation étant incliné d'un angle Θ3 par rapport à ladite normale N à ladite paroi annulaire au travers de laquelle lesdits trous de multi-perforation coudés sont percés, dans une direction dite de giration au plus perpendiculaire à ladite direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion.
La présence de ces orifices de refroidissement coudés dans la paroi de la chambre de combustion de manière à ce qu'ils soient alimentés comme des trous de multi-perforation axiale côté froid tout en débouchant côté chaud comme des trous de multi-perforation giratoire, permet d'obtenir un refroidissement optimal avec le meilleur de la multi- perforation axiale classique comme de la multi-perforation giratoire.
Avantageusement, ledit angle a est compris entre 90° et 170° et ladite direction de giration est inclinée par rapport à ladite direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion d'un angle β compris entre 50° et 90°.
De préférence, lesdits trous de multi-perforation présentent un diamètre d3, de préférence identique audit diamètre dl desdits orifices de refroidissement et ladite inclinaison en sortie Θ3 est de préférence identique à ladite inclinaison 01 desdits orifices de refroidissement, chacun desdits trous de multi-perforation pouvant présenter un profil variable, de manière à optimiser localement le refroidissement.
Avantageusement, ledit axe géométrique d'entrée dudit trou de multi-perforation est incliné d'un angle Θ4 par rapport à ladite normale N à ladite paroi annulaire, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, ladite inclinaison en entrée Θ4 étant de préférence identique à ladite inclinaison Θ1 desdits orifices de refroidissement.
De préférence, lesdits trous de multi-perforation se divisent en deux à partir d'une partie coudée pour former deux sorties d'air débouchant côté chaud et la ou les deux sorties d'air débouchant côté chaud desdits trous de multi-perforation peut ou peuvent présenter un diamètre d3 variable en forme de cône.
Selon le mode de réalisation envisagé, lesdits orifices d'admission d'air sont des trous primaires permettant à de l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud afin de créer un mélange air/carburant ou lesdits orifices d'admission d'air sont des trous de dilution permettant à de l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud afin d'assurer la dilution du mélange air/carburant.
La présente invention a également pour objet une chambre de combustion et une turbomachine (ayant une chambre de combustion) comportant une paroi annulaire telle que définie précédemment.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures :
- la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine dans son environnement ;
- la figure 2 est une vue partielle et en développé de l'une des parois annulaires de la chambre de combustion de la figure 1 selon un mode de réalisation de l'invention ;
- les figures 3 et 4 sont des vues partielles respectivement de dessus et en perspective d'une partie de la paroi annulaire de la figure 2 ; et
- les figures 5 et 6 montrent deux variantes de réalisation des trous de multi-perforation coudés dans l'une des parois annulaires de la chambre de combustion de la figure 1. Description détaillée de l'invention
La figure 1 illustre dans son environnement une chambre de combustion 10 pour turbomachine. Une telle turbomachine comporte notamment une section de compression (non représentée) dans laquelle de l'air est comprimé avant d'être injecté dans un carter de chambre 12, puis dans la chambre de combustion 10 montée à l'intérieur de celui-ci. L'air comprimé est introduit via des orifices d'admission d'air dans la chambre de combustion et mélangé à du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute-pression 14 disposée en sortie de la chambre de combustion.
La chambre de combustion est de type annulaire. Elle est formée d'une paroi annulaire interne 16 et d'une paroi annulaire externe 18 qui sont réunies en amont par une paroi transversale 20 formant le fond de chambre. Elle peut être directe comme illustrée ou à flux inversé. Dans ce cas, un coude de retour est placé entre la chambre de combustion et le distributeur de turbine.
Les parois annulaires interne 16 et externe 18 s'étendent selon un axe longitudinal légèrement incliné par rapport à l'axe longitudinal 22 de la turbomachine. Le fond de chambre 20 est pourvu d'une pluralité d'ouvertures 20A dans lesquelles sont montés une même pluralité d'injecteurs de carburant 24.
Le carter de chambre 12, qui est formé d'une enveloppe interne
12a et d'une enveloppe externe 12b, ménage avec la chambre de combustion 10 des espaces annulaires 26 dans lequel est admis de l'air comprimé destiné à la combustion, à la dilution et au refroidissement de la chambre.
Les parois annulaires interne 16 et externe 18 présentent chacune un côté froid 16a, 18a disposé du côté de l'espace annulaire 26 dans lequel circule l'air comprimé et un côté chaud 16b, 18b tourné vers l'intérieur de la chambre de combustion (voir la figure 4).
La chambre de combustion 10 se divise en une zone dite « primaire » (ou zone de combustion) et une zone dite « secondaire » (ou zone de dilution) située en aval de la précédente (l'aval s'entend par rapport à une direction générale axiale d'écoulement des gaz issus de la combustion du mélange air/carburant à l'intérieur de la chambre de combustion et matérialisée par la flèche D).
L'air qui alimente la zone primaire de la chambre de combustion est introduit par une rangée circonférentielle de trous primaires 28 pratiqués dans les parois annulaires interne 16 et externe 18 de la chambre sur toute la circonférence de ces parois annulaires. Ces trous primaires comportent un bord aval aligné sur une même ligne 28A. Quant à l'air alimentant la zone secondaire de la chambre, il emprunte une pluralité de trous de dilution 30 également formés dans les parois annulaires interne 16 et externe 18 sur toute la circonférence de ces parois annulaires. Ces trous de dilution 30 sont alignés selon une rangée circonférentielle qui est décalée axialement vers l'aval par rapport aux rangées des trous primaires 28 et ils peuvent avoir des diamètres différents avec notamment une alternance de gros et petits trous. Dans la configuration illustrée à la figure 2, ces trous de dilution de diamètres différents présentent toutefois alors un bord aval aligné sur une même ligne 30A.
Afin de refroidir les parois annulaires interne 16 et externe 18 de la chambre de combustion qui sont soumises aux températures élevées des gaz de combustion, il est prévu une pluralité d'orifices de refroidissement 32 (illustrés sur les figures 2 à 4). Dans le cas d'une chambre à flux inversé, le coude de retour est également pourvu de tels orifices.
Ces orifices 32, qui assurent un refroidissement des parois 16,
18 par perçages multiples dits aussi « multi-perforation », sont répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres. Ces rangées d'orifices de multi-perforation couvrent de façon générale toute la surface des parois annulaires de la chambre de combustion. Le nombre et le diamètre dl des orifices de refroidissement 32 sont identiques dans chacune des rangées. Le pas pl entre deux orifices d'une même rangée est constant et peut être identique ou non pour toutes les rangées. Par ailleurs, les rangées adjacentes d'orifices de refroidissement sont arrangées de façon à ce que les orifices 32 soient disposés en quinconce comme représenté sur la figure 2.
Comme illustré sur la figure 4, les orifices de refroidissement 32 présentent généralement un angle d'inclinaison Θ1 par rapport à une normale N à la paroi annulaire 16, 18 au travers de laquelle ils sont percés. Cette inclinaison Θ1 permet à l'air empruntant ces orifices de former un film d'air le long du côté chaud 16b, 18b de la paroi annulaire. Par rapport à des orifices non inclinés, elle permet d'augmenter la surface de la paroi annulaire qui est refroidie. En outre, l'inclinaison Θ1 des orifices de refroidissement 32 est dirigée de sorte que le film d'air ainsi formé s'écoule dans le sens d'écoulement des gaz de combustion à l'intérieur de la chambre (schématisé par la flèche D).
A titre d'exemple, pour une paroi annulaire 16, 18 réalisée en matériau métallique ou céramique et ayant une épaisseur comprise entre 0,6 et 3,5mm, le diamètre dl des orifices de refroidissement 32 peut être compris entre 0,3 et 1 mm (préférentiellement entre 0,4 et 0,6 mm), le pas pl compris entre 1 et 10 mm et leur inclinaison Θ1 comprise entre +30° et +70°, typiquement +60°. A titre de comparaison, pour une paroi annulaire ayant les mêmes caractéristiques, les trous primaires 28 et les trous de dilution 30 possèdent un diamètre de l'ordre de 4 à 20 mm.
En outre, pour assurer un refroidissement efficace en aval des trous de dilution, chaque paroi annulaire 16, 18 de la chambre de combustion peut en outre comporter, disposés directement en aval de ces trous de dilution 30 (mais une configuration semblable en aval des trous primaires 28 est aussi possible pour limiter l'élévation du gradient thermique au niveau de ces trous et ainsi éviter la formation de criques) et répartis selon plusieurs rangées circonférentielles depuis l'axe de transition amont 30A, une pluralité d'orifices additionnels de refroidissement 34. Toutefois, au contraire des orifices de refroidissement précédents qui délivrent un film d'air s'écoulant dans la direction axiale D, le film d'air délivré par ces orifices additionnels s'écoule dans une direction perpendiculaire du fait de leur disposition à 90° dans un plan perpendiculaire à cette direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion. Cette multi-perforation réalisée perpendiculairement à l'axe de la turbomachine (dans la suite de la description, on parlera de multi- perforation giratoire par opposition à la multi-perforation axiale des orifices de refroidissement) permet de rapprocher ces orifices additionnels des trous de dilution (ou des trous primaires si nécessaire) et donc de limiter l'élévation du gradient thermique au niveau de ces trous.
Les orifices additionnels 34 d'une même rangée présentent un même diamètre d2, de préférence identique au diamètre dl des orifices de refroidissement 32, sont espacés d'un pas p2 constant qui peut être identique ou non au pas pl entre les orifices de refroidissement 32 et présentent une inclinaison Θ2, de préférence identique à l'inclinaison Θ1 des orifices de refroidissement 32 mais disposée dans un plan perpendiculaire. Toutefois, ces caractéristiques des orifices additionnels 34 peuvent, tout en restant dans les plages de valeurs définies précédemment, être sensiblement différentes de celles des orifices de refroidissement 32, c'est-à-dire que l'inclinaison Θ2 des orifices additionnels d'une même rangée par rapport à une normale N à la paroi annulaire 16, 18 peut être différente de celle Θ1 des orifices de refroidissement, et le diamètre d2 des orifices additionnels d'une même rangée peut être différent de celui dl des orifices de refroidissement 32. Selon l'invention, un refroidissement optimal autour des trous de dilution comme des trous primaires est obtenu en utilisant la pression dynamique côté froid (entre carter et paroi de la chambre) tout en conservant l'effet de la giration côté chaud. Pour ce faire, il est prévu de disposer dans les zones à fort gradient thermique telles que les trous primaire ou de dilution, des trous de multi-perforation 36 coudés d'un angle a supérieur à 90° dans la paroi de la chambre, de manière à ce qu'ils soient alimentés par la pression totale de l'air côté froid, comme pour une multi-perforation axiale, tout en débouchant côté chaud comme en matière de multi-perforation giratoire. En effet, comme il est connu, dans le cas de la multi-perforation giratoire à 90°, les trous sont alimentés par la pression statique de l'air entre le carter 12 et la paroi de chambre alors que dans le cas de la multi-perforation axiale les trous sont alimentés par la pression totale de l'air. Le fait d'être alimenté par la pression statique implique que l'on n'utilise pas la pression dynamique de l'air (P totale - P statique) entre le carter et la paroi de la chambre. Or, cette pression dynamique est d'autant plus grande au niveau des trous primaires et des trous dilution.
L'angle a typiquement compris entre 90° et 170° est pris entre un axe géométrique d'entrée Ae et un axe géométrique de sortie As du trou de multi-perforation, l'axe géométrique de sortie (axe du trou côté paroi chaude) étant incliné d'un angle Θ3 par rapport à la normale N à la paroi annulaire mais dans un plan lui-même incliné d'un angle β selon une direction dite de giration au plus perpendiculaire à la direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion. Typiquement cet angle de giration β est compris entre 50° et 90°.
Ces trous de multi-perforation 36 présentent un diamètre d3, de préférence identique au diamètre dl des orifices de refroidissement 32 et l'inclinaison en sortie Θ3 est de préférence identique à l'inclinaison Θ1 des orifices de refroidissement 32. De même, l'axe géométrique d'entrée (axe du trou côté froid) peut être droit (parallèle à la normale N) ou de préférence présenter une inclinaison Θ4 (de préférence identique à l'inclinaison Θ1 des orifices de refroidissement 32) par rapport à cette normale dans la direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion. Toutefois, ces différentes caractéristiques peuvent, tout en restant dans les plages de valeurs définies précédemment pour les orifices de refroidissement 32, être sensiblement différentes.
On pourra noter, que dans ces zones à fort gradient thermique, le profil de chaque trou de multi-perforation 36 peut avantageusement être variable, c'est-à-dire avec un diamètre d3, des inclinaisons Θ3 et Θ4
(donc un angle a) et un angle de giration β différent d'un trou à l'autre, de manière à optimiser localement le refroidissement.
On notera également, que pour un trou de diamètre 0.4 mm, la surface latérale d'échange (surface mouillée par l'air qui passe dans le trou) est identique pour les 3 types de trous de multi-perforation. Ainsi, on peut déterminer cette surface latérale d'échange S par la formule suivante : S = n *d3* L (avec L la longueur du trou)
Soit pour un trou 32 droit axial S égale à 3 mm2,
Soit pour un trou 34 droit giratoire à 90° S égale à 3.04 mm2, et Soit pour un trou 36 coudé à 90° S égale à 3.06 mm2.
Le trou coudé ne dégrade donc pas le refroidissement de la paroi par la convection forcée de l'air circulant à travers lui.
Avec la multi-perforation composée de trous coudés, l'utilisation de la pression dynamique de l'air circulant entre le carter et la paroi de la chambre à combustion qui n'était pas utilisée avec la multi-perforation giratoire, permet de refroidir simplement et de façon beaucoup plus efficace autour des trous primaires et de dilution par un placement judicieux de ces trous coudés.
Selon une variante de réalisation illustrée à la figure 5, la sortie d'air du trou de multi-perforation 36 débouchant côté chaud peut avoir un diamètre d3 variable en forme de cône et donc ne plus être constant comme précédemment mais avec le diamètre d3 augmentant en se rapprochant de cette sortie d'air. De même, comme le montre la figure 6, la sortie d'air débouchant côté chaud peut, après la partie coudée, se diviser en deux parties de manière à augmenter la surface d'échange entre l'air de refroidissement et la paroi. Le diamètre d3 sera de préférence identique tout au long du trou de multi-perforation 36 mais les angles al et a2 entre l'axe géométrique d'entrée et les axes géométriques de sortie respectifs des deux parties après le coude pourront être identiques comme illustrés ou bien encore différents. Toutefois, comme précédemment, les sorties d'air formant la partie terminale du trou peuvent aussi présenter un diamètre variable.

Claims

REVENDICATIONS
1. Paroi annulaire (16, 18) de chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant entre un côté froid (16a, 18a) et un côté chaud (16b, 18b) :
. une pluralité d'orifices d'admission d'air (28, 30) répartis selon au moins une rangée circonférentielle pour permettre à de l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud, lesdits orifices d'admission d'air créant autour d'eux des zones à fort gradient thermique, et
. une pluralité d'orifices de refroidissement (32) pour permettre à l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud afin de former un film d'air de refroidissement le long de ladite paroi annulaire, lesdits orifices de refroidissement étant répartis selon une pluralité de rangées circonférentielles espacées axialement les unes des autres et les axes géométriques de chacun desdits orifices de refroidissement étant inclinés, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, d'un angle d'inclinaison Θ1 par rapport à une normale N à ladite paroi annulaire,
ladite paroi annulaire étant caractérisée en ce qu'elle comporte en outre, dans lesdites zones à fort gradient thermique, des trous de multi- perforation (36) coudés d'un angle a supérieur à 90°, ledit angle a étant pris entre un axe géométrique d'entrée Ae et un axe géométrique de sortie As dudit trou de multi-perforation, ledit axe géométrique de sortie dudit trou de multi-perforation étant incliné d'un angle Θ3 par rapport à ladite normale N à ladite paroi annulaire au travers de laquelle lesdits trous de multi-perforation coudés sont percés, dans une direction dite de giration au plus perpendiculaire à ladite direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion.
2. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit angle a est compris entre 90° et 170°.
3. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite direction de giration est inclinée par rapport à ladite direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion d'un angle β compris entre 50° et 90°.
4. Paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que lesdits trous de multi-perforation présentent un diamètre d3, de préférence identique audit diamètre dl desdits orifices de refroidissement et ladite inclinaison en sortie Θ3 est de préférence identique à ladite inclinaison Θ1 desdits orifices de refroidissement.
5. Paroi selon la revendication 4, caractérisée en ce que ledit axe géométrique d'entrée dudit trou de multi-perforation est incliné d'un angle Θ4 par rapport à ladite normale N à ladite paroi annulaire, dans une direction axiale D d'écoulement des gaz de combustion, ladite inclinaison en entrée Θ4 étant de préférence identique à ladite inclinaison Θ1 desdits orifices de refroidissement.
6. Paroi selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisée en ce que chacun desdits trous de multi-perforation présente un profil variable, de manière à optimiser localement le refroidissement.
7. Paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que lesdits trous de multi-perforation se divisent en deux à partir d'une partie coudée pour former deux sorties d'air débouchant côté chaud.
8. Paroi selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que la ou les deux sorties d'air débouchant côté chaud desdits trous de multi-perforation présente(nt) un diamètre d3 variable en forme de cône.
9. Paroi selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits orifices d'admission d'air sont des trous primaires (28) permettant à de l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud afin de créer un mélange air/carburant.
10. Paroi selon la revendication 9, caractérisée en ce que lesdits orifices d'admission d'air sont des trous de dilution (30) permettant à de l'air circulant dudit côté froid de pénétrer dudit côté chaud afin d'assurer la dilution du mélange air/carburant.
11. Chambre de combustion (10) de turbomachine, comportant au moins une paroi annulaire (16, 18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.
12. Turbomachine comportant une chambre de combustion (10) ayant au moins une paroi annulaire (16, 18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.
PCT/FR2016/051263 2015-06-03 2016-05-27 Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise Ceased WO2016193589A1 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CA2987526A CA2987526C (fr) 2015-06-03 2016-05-27 Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise
ES16733638T ES2729098T3 (es) 2015-06-03 2016-05-27 Pared anular de una cámara de combustión con refrigeración optimizada
CN201680032599.4A CN107683391B (zh) 2015-06-03 2016-05-27 具有优化冷却的燃烧室的环形壁
US15/579,006 US10760436B2 (en) 2015-06-03 2016-05-27 Annular wall of a combustion chamber with optimised cooling
EP16733638.7A EP3303774B1 (fr) 2015-06-03 2016-05-27 Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise
BR112017025792-0A BR112017025792B1 (pt) 2015-06-03 2016-05-27 Parede anular de câmara de combustão de turbomáquina, câmara de combustão de turbomáquina, e, turbomáquina.
RU2017145251A RU2718371C2 (ru) 2015-06-03 2016-05-27 Кольцевая стенка камеры сгорания с оптимизированным охлаждением

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1555050 2015-06-03
FR1555050A FR3037107B1 (fr) 2015-06-03 2015-06-03 Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016193589A1 true WO2016193589A1 (fr) 2016-12-08

Family

ID=54366279

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2016/051263 Ceased WO2016193589A1 (fr) 2015-06-03 2016-05-27 Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10760436B2 (fr)
EP (1) EP3303774B1 (fr)
CN (1) CN107683391B (fr)
BR (1) BR112017025792B1 (fr)
CA (1) CA2987526C (fr)
ES (1) ES2729098T3 (fr)
FR (1) FR3037107B1 (fr)
RU (1) RU2718371C2 (fr)
WO (1) WO2016193589A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2018118282A1 (fr) 2016-12-23 2018-06-28 General Electric Company Utilisation de refroidissement basé sur des caractéristiques dans un passage de refroidissement à contour de paroi

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108870445A (zh) * 2018-04-11 2018-11-23 西北工业大学 一种采用y形多斜孔冷却方式的燃烧室火焰筒壁面
US20190360695A1 (en) * 2018-05-23 2019-11-28 General Electric Company Rotating Detonation Combustion System
US10801727B2 (en) 2018-07-06 2020-10-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. System for combustor cooling and trim air profile control
US11029027B2 (en) 2018-10-03 2021-06-08 Raytheon Technologies Corporation Dilution/effusion hole pattern for thick combustor panels
DE102019105442A1 (de) * 2019-03-04 2020-09-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung eines Triebwerksbauteils mit einer Kühlkanalanordnung und Triebwerksbauteil
FR3095260B1 (fr) * 2019-04-18 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Procede de definition de trous de passage d’air a travers une paroi de chambre de combustion
US11391460B2 (en) 2019-07-16 2022-07-19 Raytheon Technologies Corporation Effusion cooling for dilution/quench hole edges in combustor liner panels
US11719438B2 (en) * 2021-03-15 2023-08-08 General Electric Company Combustion liner
CN116989354A (zh) * 2022-04-26 2023-11-03 通用电气公司 具有成形稀释开口的燃烧器衬里
US12007114B1 (en) 2023-03-21 2024-06-11 General Electric Company Gas turbine engine combustor with openings

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013060987A2 (fr) * 2011-10-26 2013-05-02 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement amélioré au niveau des trous primaires et/ou de dilution
EP2759772A1 (fr) * 2013-01-23 2014-07-30 Honeywell International Inc. Chambres de combustion avec trous d'effusion de forme complexe
US20150107798A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Unknown

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1176678A1 (ru) * 1984-03-01 1995-08-27 О.Г. Жирицкий Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
CN85107191A (zh) * 1984-10-04 1986-09-24 西屋电气公司 具有内气膜冷却的冲击式冷却燃气轮机燃烧室
SU1454021A1 (ru) * 1987-03-19 1995-07-20 А.С. Косой Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя
US4923371A (en) * 1988-04-01 1990-05-08 General Electric Company Wall having cooling passage
US5181379A (en) * 1990-11-15 1993-01-26 General Electric Company Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5307637A (en) * 1992-07-09 1994-05-03 General Electric Company Angled multi-hole film cooled single wall combustor dome plate
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
RU2066424C1 (ru) * 1994-04-28 1996-09-10 Акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газотурбинного двигателя
US6383602B1 (en) * 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
GB9803291D0 (en) * 1998-02-18 1998-04-08 Chapman H C Combustion apparatus
US6627019B2 (en) * 2000-12-18 2003-09-30 David C. Jarmon Process for making ceramic matrix composite parts with cooling channels
RU2260748C2 (ru) * 2003-12-02 2005-09-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газотурбинного двигателя
US7131818B2 (en) * 2004-11-02 2006-11-07 United Technologies Corporation Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit
JP4752841B2 (ja) * 2005-11-01 2011-08-17 株式会社Ｉｈｉ タービン部品
US7856830B2 (en) * 2006-05-26 2010-12-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Noise reducing combustor
US7942006B2 (en) * 2007-03-26 2011-05-17 Honeywell International Inc. Combustors and combustion systems for gas turbine engines
US8146364B2 (en) * 2007-09-14 2012-04-03 Siemens Energy, Inc. Non-rectangular resonator devices providing enhanced liner cooling for combustion chamber
US8092176B2 (en) * 2008-09-16 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with curved diffusion film cooling hole
FR2946413B1 (fr) * 2009-06-04 2011-07-15 Snecma Chambre de combustion de moteur a turbine a gaz avec element de paroi multi-perfore
JP5653705B2 (ja) * 2010-09-30 2015-01-14 三菱重工業株式会社 回収式空気冷却ガスタービン燃焼器冷却構造
DE102010051638A1 (de) * 2010-11-17 2012-05-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit einer Kühlluftzuführvorrichtung
FR2982009B1 (fr) * 2011-10-26 2013-12-13 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et/ou de dilution
US20160245094A1 (en) * 2015-02-24 2016-08-25 General Electric Company Engine component

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013060987A2 (fr) * 2011-10-26 2013-05-02 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement amélioré au niveau des trous primaires et/ou de dilution
FR2982008A1 (fr) 2011-10-26 2013-05-03 Snecma Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et de dilution
EP2759772A1 (fr) * 2013-01-23 2014-07-30 Honeywell International Inc. Chambres de combustion avec trous d'effusion de forme complexe
US20150107798A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Unknown

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2018118282A1 (fr) 2016-12-23 2018-06-28 General Electric Company Utilisation de refroidissement basé sur des caractéristiques dans un passage de refroidissement à contour de paroi
CN110268195A (zh) * 2016-12-23 2019-09-20 通用电气公司 壁轮廓冷却通道中使用的基于特征的冷却
EP3559555A4 (fr) * 2016-12-23 2020-08-26 General Electric Company Utilisation de refroidissement basé sur des caractéristiques dans un passage de refroidissement à contour de paroi
US11015529B2 (en) 2016-12-23 2021-05-25 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage
CN110268195B (zh) * 2016-12-23 2021-12-24 通用电气公司 壁轮廓冷却通道中使用的基于特征的冷却
US11434821B2 (en) 2016-12-23 2022-09-06 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage

Also Published As

Publication number Publication date
BR112017025792A2 (pt) 2018-08-07
CN107683391B (zh) 2020-02-18
ES2729098T3 (es) 2019-10-30
RU2718371C2 (ru) 2020-04-02
US10760436B2 (en) 2020-09-01
RU2017145251A3 (fr) 2019-10-01
CA2987526C (fr) 2023-03-21
FR3037107B1 (fr) 2019-11-15
FR3037107A1 (fr) 2016-12-09
CA2987526A1 (fr) 2016-12-08
RU2017145251A (ru) 2019-07-12
BR112017025792B1 (pt) 2022-11-16
EP3303774B1 (fr) 2019-05-01
CN107683391A (zh) 2018-02-09
US20180142563A1 (en) 2018-05-24
EP3303774A1 (fr) 2018-04-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3303774B1 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement optimise
EP2771618B1 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion à refroidissement amélioré au niveau des trous primaires et/ou de dilution
EP1777458B1 (fr) Amélioration des performances d'une chambre de combustion par multiperforation des parois
CA2639980C (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
CA2786232C (fr) Chambre de combustion multi-percee a ecoulements tangentiels contre giratoires
EP3569929B1 (fr) Ensemble pour une chambre de combustion de turbomachine
FR2733582A1 (fr) Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
FR3087847A1 (fr) Melangeur a lobes favorisant le melange de flux confluents
WO2015079166A1 (fr) Ensemble de combustion a accès facilite des cannes de prévaporisation
EP3318725A1 (fr) Ensemble de raccordement pour le refroidissement d'une turbine de turbomachine
FR2982009A1 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion a refroidissement ameliore au niveau des trous primaires et/ou de dilution
EP1489359A1 (fr) Chambre de combustion annulaire de turbomachine
FR3019270A1 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion a orifices de refroidissement ameliores au niveau des jonctions brides
FR3072448B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine
FR2999277A1 (fr) Paroi annulaire de chambre de combustion en aval d'un compresseur centrifuge
WO2013045802A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine
FR3098569A1 (fr) Paroi annulaire pour chambre de combustion de turbomachine comprenant des trous primaires, des trous de dilution et des orifices de refroidissement inclines
EP3156636B1 (fr) Système de propulsion à transferts thermiques améliorés
EP3262348B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine comportant une pièce pénétrante avec ouverture
FR3150268A1 (fr) Système d’injection pour chambre de combustion de turbomachine ayant des trous de purge optimisés
FR3101915A1 (fr) Anneau de turbine de turbomachine comprenant des conduites internes de refroidissement

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 16733638

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2987526

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 15579006

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2016733638

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2017145251

Country of ref document: RU

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112017025792

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112017025792

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20171130