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Chambre de combustion de turbomachine
à circulation hélicoïdale de l'air
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des
chambres de combustion d'une turbomachine aéronautique ou terrestre.
Une turbomachine aéronautique ou terrestre est typiquement
formée d'un ensemble comportant notamment une section annulaire de
compression destinée à comprimer de l'air traversant la turbomachine,
une section annulaire de combustion disposée en sortie de la section de
compression et dans laquelle l'air issu de la section de compression est
mélangé à du carburant pour y être brûlé, et une section annulaire de
turbine disposée en sortie de la section de combustion et dont un rotor est
entraîné en rotation par des gaz issus de la section de combustion.
La section de compression se présente sous la forme d'une
pluralité d'étages de roues mobiles portant chacune des aubes qui sont
disposées dans un canal annulaire traversé par l'air de la turbomachine et
dont la section diminue d'amont en aval. La section de combustion
comprend une chambre de combustion se présentant sous la forme d'un
canal annulaire dans lequel l'air comprimé est mélangé à du carburant
pour y être brûlé. Quant à la section de turbine, elle est formée par une
pluralité d'étages de roues mobiles portant chacune des aubes qui sont
disposées dans un canal annulaire traversé par les gaz de combustion.
La circulation de l'air au travers de cet ensemble s'effectue
généralement de la manière suivante : l'air comprimé issu du dernier
étage de la section de compression possède un mouvement giratoire
naturel avec une inclinaison de l'ordre de 35 à 450 par rapport à l'axe
longitudinal de la turbomachine, inclinaison qui varie en fonction du
régime de la turbomachine (vitesse de rotation). A son entrée dans la
section de combustion, cet air comprimé est redressé dans l'axe
longitudinal de la turbomachine (c'est-à-dire que l'inclinaison de l'air par
rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine est ramenée à 0 ) par
l'intermédiaire d'un redresseur d'air. L'air dans la chambre de combustion
est alors mélangé à du carburant de manière à assurer une combustion
satisfaisante et les gaz issus de cette combustion poursuivent un parcours
globalement selon l'axe longitudinal de la turbomachine pour parvenir à la
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section de turbine. Au niveau de cette dernière, les gaz de combustion
sont réorientés par un distributeur pour présenter un mouvement giratoire
avec une inclinaison supérieure à 700 par rapport à l'axe longitudinal de la
turbomachine. Une telle inclinaison est indispensable pour produire l'angle
d'attaque nécessaire à la force mécanique d'entraînement en rotation de
la roue mobile du premier étage de la section de turbine.
Une telle distribution angulaire de l'air traversant la
turbomachine présente de nombreux inconvénients. En effet, l'air qui sort
naturellement du dernier étage de la section de compression avec un
angle compris entre 35 et 45 est successivement redressé (angle
ramené à 0 ) à son entrée dans la section de combustion puis réorienté
avec un angle supérieur à 70 à son entrée dans la section de turbine. Ces
modifications angulaires successives de la distribution de l'air au travers
de la turbomachine nécessitent des efforts aérodynamiques intenses
produits par le redresseur de la section de compression et le distributeur
de la section de turbine, efforts aérodynamiques qui sont particulièrement
préjudiciables pour le rendement global de la turbomachine.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention vise à remédier aux inconvénients précités
en proposant une chambre de combustion de turbomachine pouvant être
alimentée par un air qui possède un mouvement de rotation par rapport à
l'axe longitudinal de la turbomachine.
Ce but est atteint grâce à une chambre de combustion
comprenant :
une paroi annulaire interne d'axe longitudinal,
une paroi annulaire externe centrée sur l'axe longitudinal et
entourant la paroi interne de façon à délimiter avec celle-ci un espace
annulaire formant un foyer de combustion,
une paroi annulaire transversale reliant transversalement les
extrémités longitudinales amont des parois interne et externe, et
une pluralité de systèmes d'injection de carburant,
caractérisée en ce que :
la paroi interne comporte une pluralité de marches internes
régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal, chaque marche
interne s'étendant longitudinalement entre les deux extrémités
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longitudinales de la paroi interne et radialement vers l'extérieur de celle-
ci,
l'espacement circonférentiel entre deux marches internes adjacentes
définissant une cavité interne ;
la paroi externe comporte une pluralité de marches externes
régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal, chaque marche
externe s'étendant longitudinalement entre les deux extrémités
longitudinales de la paroi externe et radialement vers l'intérieur de celle-
ci,
l'espacement circonférentiel entre deux marches internes adjacentes
définissant une cavité externe ; et
certaines cavités internes et externes sont alimentées en air
extérieur à la chambre de combustion selon une même direction
sensiblement circonférentielle et en carburant selon une direction
sensiblement radiale.
L'alimentation en air du foyer de combustion s'effectue par
l'intermédiaire des cavités internes et externes selon une direction
sensiblement circonférentielle. La chambre de combustion selon l'invention
peut ainsi être alimentée par un air ayant un mouvement de rotation
autour de l'axe longitudinal de la turbomachine. L'inclinaison naturelle de
l'air en sortie de la section de compression de la turbomachine peut donc
être maintenue au travers de la chambre de combustion. De la sorte, la
conception aérodynamique du distributeur de turbine haute-pression peut
être simplifiée et l'effort aérodynamique nécessaire pour remettre
l'écoulement dans l'axe de la turbomachine sensiblement diminué. Cette
forte diminution des efforts aérodynamiques engendre un gain de
rendement de la turbomachine. Par ailleurs, le redresseur de la section de
compression et le distributeur de la section de turbine étant simplifiés,
cela peut engendrer un gain de masse et une diminution des coûts de
production.
En outre, la présence de cavités externes et internes, qui
peuvent être carburées uniquement pour les régimes de ralenti de la
turbomachine, permet d'obtenir une stabilisation de la flamme de
combustion pour tous les régimes de fonctionnement de la turbomachine.
Selon une disposition avantageuse, certaines marches internes
et externes comportent une paroi sensiblement radiale munie d'une
pluralité d'orifices d'injection d'air s'ouvrant vers l'extérieur de la
chambre
de combustion et débouchant dans la cavité interne ou externe adjacente.
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Selon une autre disposition avantageuse, les marches internes
et externes comportent une autre paroi qui présente, en coupe
transversale, une section sensiblement curviligne.
Selon encore une autre disposition avantageuse, les systèmes
d'injection de carburant comportent des injecteurs pilote alternant
circonférentiellement avec des injecteurs plein gaz. Dans ce cas, les
injecteurs plein gaz sont de préférence décalés axialement vers I'aval par
rapport aux injecteurs pilote. En effet, la flamme issue des injecteurs
pilote a besoin d'un temps de séjour dans le foyer de combustion qui est
plus élevé que la flamme issue des injecteurs plein gaz.
Selon encore une autre disposition avantageuse, les systèmes
d'injection de carburant sont dépourvus de systèmes d'air associés (qui
permettent généralement de mettre l'air en rotation de manière à créer
une re-circulation dans le but de stabiliser la flamme de combustion).
L'invention a également pour objet une turbomachine
comprenant une chambre de combustion 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 partielle en coupe longitudinale d'une
turbomachine aéronautique équipée d'une chambre de combustion selon
un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 2 est une vue en perspective de la chambre de
combustion de la figure 1;
- la figure 3 est une vue de face de la figure 2; et
- la figure 4 est une vue en coupe selon IV-IV de la figure 3.
Description détaillée d'un mode de réalisation
La turbomachine partiellement représentée sur la figure 1
possède un axe longitudinal X-X. Selon cet axe, elle comporte notamment
une section annulaire de compression 100, une section annulaire de
combustion 200 disposée en sortie de la section de compression 100 selon
le sens d'écoulement de l'air traversant la turbomachine, et une section
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annulaire de turbine 300 disposée en sortie de la section de combustion
200. L'air injecté dans la turbomachine traverse donc successivement la
section de compression 100, puis la section de combustion 200 et enfin la
section de turbine 300.
5 La section de compression 100 se présente sous la forme d'une
pluralité d'étages de roues mobiles 102 portant chacune des aubes 104
(seul le dernier étage de la section de compression est représenté sur la
figure 1). Les aubes 104 de ces étages sont disposées dans un canal
annulaire 106 traversé par l'air de la turbomachine et dont la section
diminue d'amont en aval. Ainsi, à mesure que l'air injecté dans la
turbomachine traverse la section de compression, il est de plus en plus
comprimé.
La section de combustion 200 se présente également sous la
forme d'un canal annulaire dans lequel l'air comprimé issu de la section de
compression 100 est mélangé à du carburant pour y être brûlé. A cet
effet, la section de combustion comporte une chambre de combustion 202
à l'intérieur de laquelle est brûlé le mélange air/carburant (cette chambre
est détaillée ultérieurement).
La section de combustion 200 comporte également un carter de
turbomachine formé d'une enveloppe annulaire externe 204 centrée sur
l'axe longitudinal X-X de la turbomachine et d'une enveloppe annulaire
interne 206 qui est fixée de façon coaxiale à l'intérieur de l'enveloppe
externe. Un espace annulaire 208 formé entre ces deux enveloppes 204,
206 reçoit de l'air comprimé provenant de la section de compression 100
de la turbomachine.
La section de turbine 300 de la turbomachine est formée par
une pluralité d'étages de roues mobiles 302 portant chacune des aubes
304 (seul le premier étage de la section de turbine est représenté sur la
figure 1). Les aubes 304 de ces étages sont disposées dans un canal
annulaire 306 traversé par les gaz issus de la section de combustion 200.
En entrée du premier étage 302 de la section de turbine 300, les
gaz issus de la section de combustion doivent présenter une inclinaison
par rapport à l'axe longitudinal X-X de la turbomachine qui soit suffisante
pour entraîner en rotation les différents étages de la section de turbine.
A cet effet, un distributeur 308 est monté directement en aval
de la chambre de combustion 202 et en amont du premier étage 302 de la
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section de turbine 300. Ce distributeur 308 se compose d'une pluralité
d'aubes radiales fixes 310 dont l'inclinaison par rapport à l'axe longitudinal
X-X de la turbomachine permet de donner aux gaz issus de la section de
combustion 200 l'inclinaison nécessaire à l'entraînement en rotation des
différents étages de la section de turbine.
Dans les turbomachines classiques, la distribution de l'air
traversant successivement la section de compression 100, la section de
combustion 200 et la section de turbine 300 s'opère de la façon suivante.
L'air comprimé issu du dernier étage 102 de la section de compression
100 possède naturellement un mouvement giratoire avec une inclinaison
de l'ordre de 35 à 45 par rapport à l'axe longitudinal X-X de la
turbomachine. Par l'intermédiaire du redresseur d'air 210 de la section de
combustion 200, cet angle d'inclinaison est ramené à 0 . Enfin, au niveau
de l'entrée de la section de turbine 300, les gaz issus de la combustion
sont réorientés par les aubes fixes 310 du distributeur 308 de cette
dernière pour leur donner un mouvement giratoire avec une inclinaison
par rapport à l'axe longitudinal X-X qui est supérieure à 70 .
Selon l'invention, il est prévu une nouvelle architecture de la
chambre de combustion 202 qui peut être alimentée par un air possédant
un mouvement de rotation autour de l'axe longitudinal X-X de la
turbomachine. Grâce à une telle architecture, il est possible de conserver
l'inclinaison naturelle de l'air comprimé issu du dernier étage de la section
de compression sans avoir à le redresser dans l'axe longitudinal X-X. De
même, il n'est plus nécessaire que les aubes fixes 310 du distributeur 308
de la section de turbine 300 présentent une inclinaison aussi importante
pour produire l'angle d'attaque nécessaire à la force mécanique
d'entraînement en rotation de la roue mobile 302 du premier étage de la
section de turbine.
A cet effet, la chambre de combustion 202 selon l'invention
comprend une paroi annulaire interne 212 centrée sur l'axe longitudinal X-
X de la turbomachine, une paroi annulaire externe 214 également centrée
sur l'axe longitudinal X-X et entourant la paroi interne de façon à délimiter
avec celle-ci un espace annulaire 216 formant un foyer de combustion, et
une paroi annulaire transversale 218 (appelée fond de chambre) reliant
transversalement les extrémités longitudinales amont des parois interne et
externe.
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La paroi interne 212 de la chambre de combustion comporte
iune pluralité de marches (ou marches) internes 220 qui sont
irégulièrement réparties autour de l'axe longitudinal X-X. Chacune de ces
imarches internes 220 s'étend, d'une part longitudinalement entre les deux
extrémités longitudinales (amont et aval) de la paroi interne, et d'autre
part radialement vers l'extérieur de celle-ci.
En d'autres termes, la surface intérieure de la paroi interne 212
est profilée avec une pluralité de marches 220 faisant saillie vers
N'extérieur de la paroi. Par ailleurs, on désigne par cavité interne 222
l'espacement circonférentiel qui est défini entre deux marches internes
220 adjacentes.
De même, la paroi externe 214 de la chambre de combustion
comporte une pluralité de marches (ou marches) externes
:224 régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal X-X. Chaque
imarche externe 224 s'étend, d'une part longitudinalement entre les deux
extrémités longitudinales de la paroi externe, et d'autre part radialement
vers l'intérieur de celle-ci.
De manière analogue à la paroi interne, la surface extérieure de
Na paroi externe 214 est profilée avec une pluralité de marches 224 faisant
saillie vers l'intérieur de la paroi. On désigne par cavité externe 226
II'espacement circonférentiel qui est défini entre deux marches externes
:224 adjacentes.
Toujours selon l'invention, certaines des cavités internes 222 et
certaines des cavités externes 226 sont alimentées en carburant selon une
direction sensiblement radiale.
A cet effet, la chambre de combustion 202 selon l'invention
comprend encore une pluralité de systèmes d'injection de carburant 228
répartis sur les parois interne 212 et externe 214 autour de l'axe
pongitudinal X-X de la turbomachine et débouchant dans le foyer de
combustion 216 selon une direction sensiblement radiale.
De façon plus précise, comme représenté sur les figures 2 et 3,
les systèmes d'injection de carburant 228 débouchent radialement dans
certaines des cavités internes 222 et certaines des cavité externes 226.
Ainsi, dans l'exemple de réalisation des figures 2 à 4, les
systèmes d'injection de carburant 228 débouchent dans toutes les cavités
externes 226 et dans seulement une cavité interne 222 sur deux. Bien
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entendu, d'autres configurations sont possibles : toutes les cavités
internes et toutes les cavités externes peuvent être alimentées en
carburant ; seulement une cavité externe sur deux et toutes les cavités
internes sont alimentées en carburant ; etc. Le principe régissant le choix
de la configuration d'alimentation de ces cavités est de parvenir à
optimiser les performances de la chambre de combustion pour chaque
point du domaine de vol.
De façon avantageuse, les systèmes d'injection de carburant
228 comportent des injecteurs pilote 228a alternant circonférentiellement
avec des injecteurs plein gaz 228b.
Ainsi, toujours dans l'exemple de réalisation des figures 2 à 4,
les systèmes d'injection de carburant 228 alimentant les cavités externes
226 comportent bien une alternance d'injecteurs pilote 228a avec des
injecteurs plein gaz, et les systèmes d'injection de carburant 228
alimentant les cavités internes 222 comportent des injecteurs plein gaz et
des injecteurs pilote.
Classiquement, les injecteurs pilote 228a assurent l'allumage et
les phases de ralenti de la turbomachine et les injecteurs plein gaz 228b
interviennent dans les phases de décollage, de montée et de croisière. En
général, les injecteurs pilote sont alimentés en carburant en permanence
tandis que les injecteurs de décollage ne sont alimentés qu'au-delà d'un
certain régime déterminé.
Selon une caractéristique particulière avantageuse de
l'invention, les systèmes d'injection de carburant 228 sont dépourvus de
systèmes d'air associés tels que des vrilles d'air qui permettent, de façon
connue en soi, de générer un écoulement d'air rotatif à l'intérieur du foyer
de combustion dans le but de stabiliser la flamme de combustion.
Ainsi, les injecteurs pilote et plein gaz de la chambre de
combustion sont de conception très simple et de fonctionnement très
fiable puisqu'ils sont réduits à leur plus simple fonction, à savoir injecter
du carburant. De plus, les injecteurs pilote 228a sont du même type que
les injecteurs plein gaz 228b.
Par ailleurs, contrairement à l'exemple de réalisation des figures
2 à 4, les injecteurs plein gaz 228b peuvent être décalés axialement vers
i'aval par rapport aux injecteurs pilote 228a.
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Toujours selon l'invention, au moins certaines des cavités
internes 222 et certaines des cavités externes 226 sont alimentées en air
extérieur à la chambre de combustion 202 selon une même direction
sensiblement circonférentielle.
A cet effet, les cavités internes 222 et externes 226 qui sont
alimentées en air au moyen d'une pluralité d'oriflces d'injection d'air 230
pratiquées dans une paroi sensiblement radiale 232 des marches internes
220 et externes 224 correspondantes. Ces orifices d'injection d'air 230
s'ouvrent vers l'extérieur de la chambre de combustion 202 et débouchent
dans la cavité interne ou externe correspondante selon une direction
sensiblement circonférentielle.
Ainsi, dans l'exemple de réalisation des figures 2 à 4, toutes les
cavités internes 222 et toutes les cavités externes 226 sont alimentées en
air au moyen de tels orifices d'injection d'air (c'est-à-dire même les cavités
internes qui ne sont pas alimentées en carburant). Bien entendu, d'autres
configurations sont possibles en fonction des besoins : seules certaines
des cavités internes et certaines des cavités externes peuvent être
alimentées en air.
Il est à noter que l'injection circonférentielle d'air dans le foyer
de combustion 216 est réalisée selon un même sens de rotation (celui des
aiguilles d'une montre pour l'exemple de réalisation des figures 2 et 3)
pour l'ensemble des cavités internes 222 et externes 226 de la chambre
de combustion. Par ailleurs, le sens de rotation pour l'injection
circonférentielle d'air dans ces cavités est celui de l'air comprimé
provenant de la section de compression de la turbomachine.
Il est encore à noter que l'alimentation en air du foyer de
combustion 206 est uniquement réalisée au moyen des orifices d'injection
d'air 230 débouchant dans certaines des cavités internes et externes selon
une direction circonférentielle (une très faible part d'air pénètre également
dans le foyer de combustion en passant par des trous de multiperforation
pratiquées dans les parois 212, 214 et 218 de la chambre de combustion
pour le refroidissement de ces parois, ces trous n'étant pas représentés
sur les figures).
Enfin, les cavités internes et externes qui sont alimentées en
carburant ne sont pas forcément homogènes en ce qui concerne leur
dimension radiale (c'est-à-dire la hauteur de la marche correspondante) et
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circonférentielle de manière à pouvoir faire varier le temps de résidence
suivant la cavité considérée. De même, comme représenté sur la figure 4,
la hauteur des marches n'est pas forcément constante sur toute la
Pongueur de la paroi (c'est-à-dire entre ses extrémités amont et aval). En
5 outre, le débit d'air alimentant ces cavités peut varier suivant la cavité
considérée.
Le fonctionnement de la chambre de combustion est le suivant :
l'air comprimé provenant de la section de compression 100 et qui est en
irotation autour de l'axe longitudinal X-X pénètre dans la section de
10 combustion 200. Cet air contourne la chambre de combustion 202 et
alimente certaines au moins des cavités internes 222 et externes 226
après avoir refroidi les parois et enveloppes de la chambre de combustion.
Cet air est injecté dans ces cavités par l'intermédiaire des orifices
d'injection d'air 230 selon le sens de rotation de l'air à son entrée dans la
section de combustion. Dans certaines de ces cavités alimentées en air,
II'air est mélangé et brûlé au carburant injecté par les systèmes d'injection
de carburant 228.
On décrira maintenant des variantes de réalisation de la
chambre de combustion selon l'invention.
Dans l'exemple de réalisation des figures 2 et 3, les marches
internes 220 et externes 224 de la chambre de combustion comportent
une autre paroi 232' (opposée à celle 232 munie d'orifices d'injection d'air)
qui s'étend selon une direction sensiblement circonférentielle et qui
présente, en coupe transversale, une section sensiblement curviligne
(contrairement à la paroi 232 qui est sensiblement plane et radiale). La
courbure de cette paroi permet de former une rampe pour accompagner
le mouvement de rotation de l'air injecté dans les cavités par les orifices
d'injection d'air 230. Bien entendu, toute autre forme de paroi (plane ou
curviligne) est envisageable.
De manière générale, le nombre et les dimensions géométriques
des cavités internes et externes de la chambre de combustion peuvent
varier en fonction des besoins. II en est de même du nombre, des
dimensions et du positionnement des orifices d'injection d'air dans ces
cavités, ainsi que de la position circonférentielle relative des systèmes
d'injection de carburant par rapport aux marches internes et externes.
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Enfin, comme représenté sur les figures 1 à 4, la paroi interne
212 et la paroi externe 214 de la chambre de combustion peuvent
chacune comporter à leur extrémité aval une bride annulaire,
respectivement 234 et 236, qui est munie d'une pluralité de trous 238
régulièrement répartis autour de l'axe longitudinal X-X et destinés à
alimenter en air de refroidissement la section de turbine 300.
