Note : Les descriptions sont présentées dans la langue officielle dans laquelle elles ont été soumises.
CA 02577595 2007-02-08
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Paroi transversale de chambre de combustion
munie de trous de multiperforation
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des
chambres de combustion de turbomachine. Elle vise plus particulièrement
la paroi d'une chambre de combustion annulaire qui est destinée à relier
transversalement les parois longitudinales de cette même chambre.
Typiquement, une chambre de combustion annulaire de
turbomachine est formée de deux parois annulaires longitudinales (une
paroi interne et une paroi externe) qui sont reliées en amont par une paroi
transversale également annulaire formant fond de chambre.
Le fond de chambre est muni d'une pluralité d'ouvertures de
forme sensiblement circulaire qui sont régulièrement répartis sur toute la
circonférence. Dans ces ouvertures sont montés des systèmes d'injection
qui mélangent l'air et le carburant. Ce pré-mélange est destiné à être
brûlé à l'intérieur de la chambre de combustion.
Afin de protéger le fond de chambre contre les températures
très élevées des gaz issus de la combustion du mélange air/carburant
dans la chambre de combustion, des déflecteurs formant écrans
thermiques sont également montés dans chaque ouverture du fond de
chambre autour des systèmes d'injection.
Le fond de chambre présente généralement une pluralité de
trous de multiperforation qui sont percés dans les zones en regard des
déflecteurs. Ces trous de multiperforation sont des passages pour de l'air
destiné au refroidissement par impact des déflecteurs.
Par ailleurs, le fond de chambre se présente sous la forme d'un
anneau sensiblement plan qui est centré sur l'axe longitudinal de la
turbomachine. Celui-ci peut être, soit perpendiculaire à l'axe longitudinal
de la turbomachine, soit incliné (vers l'intérieur ou l'extérieur) par rapport
à cet axe.
De même, les déflecteurs se présentent généralement sous la
forme d'une plaque métallique de forme sensiblement rectangulaire qui
est centrée sur l'axe de symétrie du système d'injection et qui est brasée
sur le fond de chambre.
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Dans le cas où le fond de chambre est incliné par rapport à l'axe
longitudinal de la turbomachine, il présente une forme tronconique avec
l'axe de symétrie des systèmes d'injection dirigés vers l'intérieur ou
l'extérieur. En fonctionnement, il en résulte que la distance séparant le
fond de chambre de chaque déflecteur monté dans les ouvertures n'est
pas constante lorsque l'on s'écarte de l'axe de symétrie des systèmes
d'injection. Aussi, le refroidissement par multiperforation des déflecteurs
n'est pas homogène, ce qui conduit à une forte détérioration des
déflecteurs particulièrement préjudiciable à la durée de vie de la chambre
de combustion.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels
inconvénients en proposant une paroi transversale de chambre de
combustion de forme tronconique permettant d'obtenir un refroidissement
efficace et homogène des déflecteurs.
Ce but est atteint grâce à une paroi annulaire destinée à relier
transversalement des parois longitudinales d'une chambre de combustion
annulaire de turbomachine, ladite paroi étant sensiblement plane, inclinée
par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine, et comportant une
pluralité de déflecteurs formés chacun par une plaque plane sensiblement
rectangulaire, lesdits déflecteurs étant montés sur la paroi annulaire et
comportant chacun une ouverture pour le montage d'un système
d'injection de carburant et une pluralité de trous de multiperforation
formés en regard des déflecteurs autour de leur ouverture pour permettre
un passage d'air destiné au refroidissement desdits déflecteurs, et dans
laquelle, conformément à l'invention, chaque déflecteur comporte des
moyens pour forcer le flux d'air de refroidissement des déflecteurs à
s'écouler radialement par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine
autour des systèmes d'injection de carburant.
En créant des moyens pour forcer le flux d'air de
refroidissement des déflecteurs à s'écouler radialement autour des
systèmes d'injection de carburant, il est possible d'obtenir un
refroidissement homogène sur toute la surface des déflecteurs. Ainsi, tout
risque de détérioration des déflecteurs est évité. La durée de vie du fond
de chambre s'en trouve donc augmentée.
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Selon un mode de réalisation de l'invention, chaque déflecteur
comporte au moins deux déformations formant des chicanes pour
l'écoulement du flux d'air de refroidissement, lesdites déformations
s'étendant radialement par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine
de part et d'autre de l'ouverture du déflecteur.
La présence de telles chicanes permettent de guider radialement
le flux d'air de refroidissement des déflecteurs autour des systèmes
d'injection de carburant.
Les déformations du déflecteur peuvent se présenter sous la
forme de gorges, chaque gorge ayant une profondeur de préférence
comprise entre 1 et 2 mm.
Selon un autre mode de réalisation de l'invention, la distance
entre les extrémités radiales externes respectives de la paroi et des
déflecteurs au niveau d'un plan radial de symétrie des déflecteurs est
inférieure ou supérieure à celle au niveau des extrémités latérales des
déflecteurs.
La présence de ces écarts de distances au niveau des extrémités
radiales externes respectives de la paroi et des déflecteurs permet
également de guider le flux d'air de refroidissement autour des systèmes
d'injection de carburant.
La présente invention a également pour objet une chambre de
combustion et une turbomachine munie d'une chambre de combustion
comportant une paroi transversale telle que définie précédemment.
Selon un aspect, l'invention se rapporte à une paroi annulaire
destinée à relier transversalement des parois longitudinales d'une chambre
de combustion annulaire de turbomachine, ladite paroi étant sensiblement
plane, inclinée par rapport à un axe longitudinal (X-X) de la turbomachine,
et comportant :
une pluralité de déflecteurs formés chacun par une plaque plane
sensiblement rectangulaire et une extrémité radiale externe, une extrémité
radiale interne et une première et une deuxième extrémités latérales reliant
les extrémités radiales externe et interne, lesdits déflecteurs étant montés
sur la paroi annulaire et comportant chacun une ouverture pour le montage
d'un système d'injection de carburant ; et
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3a
une pluralité de trous de multiperforation formés en regard des
déflecteurs autour de leur ouverture pour permettre un passage d'air
destiné au refroidissement desdits déflecteurs,
dans laquelle chaque déflecteur comporte des moyens pour
forcer le flux d'air de refroidissement des déflecteurs à s'écouler
radialement
par rapport à l'axe longitudinal (X-X) de la turbomachine autour des
systèmes d'injection de carburant,
et dans laquelle chaque déflecteur comporte une première et
une deuxième déformation formant des chicanes pour l'écoulement du flux
d'air de refroidissement, la première déformation étant formée entre la
première extrémité latérale et l'ouverture et s'étend de façon radiale par
rapport à l'axe longitudinal (X-X) de la turbomachine à partir d'une première
extrémité jusqu'à une deuxième extrémité, et la deuxième déformation étant
formée entre la deuxième extrémité latérale et l'ouverture et s'étend de
façon radiale par rapport à l'axe longitudinal (X-X) de la turbomachine à
partir d'une troisième extrémité jusqu'à une quatrième extrémité,
et dans laquelle une distance circonférentielle entre la première
extrémité et la troisième extrémité est disposée de façon à permette
l'écoulement du flux d'air de refroidissement autour du système d'injection
de carburant.
Selon un autre aspect, l'invention se rapporte à une paroi
annulaire destinée à relier transversalement des parois longitudinales d'une
chambre de combustion annulaire de turbomachine, ladite paroi étant
sensiblement plane, inclinée par rapport à un axe longitudinal (X-X) de la
turbomachine, et comportant :
une pluralité de déflecteurs formés chacun par une plaque plane
sensiblement rectangulaire et une extrémité radiale externe, une extrémité
radiale interne et une première et une deuxième extrémités latérales reliant
les extrémités radiales externe et interne, lesdits déflecteurs étant montés
sur la paroi annulaire et comportant chacun une ouverture pour le montage
d'un système d'injection de carburant ; et
une pluralité de trous de multiperforation formés en regard des
déflecteurs autour de leur ouverture pour permettre un passage d'air
destiné au refroidissement desdits déflecteurs,
dans laquelle chaque déflecteur comporte des moyens pour
forcer le flux d'air de refroidissement des déflecteurs à s'écouler radia
lement
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3b
par rapport à l'axe longitudinal (X-X) de la turbomachine autour des
systèmes d'injection de carburant,
et dans laquelle l'extrémité radiale externe du déflecteur se
présente sous forme d'arc de cercle tel qu'une distance radiale entre une
extrémité radiale externe de la paroi et l'extrémité radiale externe des
déflecteurs au niveau d'un plan de symétrie radial des réflecteurs est
inférieure à une distance radiale entre l'extrémité radiale externe de la
paroi
et l'extrémité radiale externe des déflecteurs au niveau des extrémités
latérales des déflecteurs.
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 de la paroi transversale selon
un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 3 représente des courbes montrant l'évolution de
l'entrefer entre les déflecteurs et une paroi transversale ;
- la figure 4 est une vue en coupe selon IV-IV de la figure 3 ; et
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- les figures 5 et 6 sont des vues partielles de parois
transversales selon un autre mode de réalisation de l'invention.
Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 illustre une chambre de combustion 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 2, puis dans une chambre
de combustion 4 montée à l'intérieur de celui-ci.
L'air comprimé est introduit 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 5 disposée
en sortie de la chambre de combustion 4.
La chambre de combustion 4 est de type annulaire. Elle est
formée d'une paroi annulaire interne 6 et d'une paroi annulaire externe 8
qui sont réunies en amont (par rapport au sens d'écoulement des gaz de
combustion dans la chambre de combustion) par une paroi transversale
10 formant fond de chambre.
Les parois interne 6 et externe 8 de la chambre de combustion
s'étendent selon un axe longitudinal légèrement incliné par rapport à l'axe
longitudinal X-X de la turbomachine. Elles peuvent être réalisés en un
matériau métallique ou composite.
La paroi transversale 10 de la chambre de combustion est
généralement obtenue par emboutissage d'une tôle métallique. Son
épaisseur est typiquement de l'ordre de 1,5 mm environ.
La paroi transversale 10 se présente sous la forme d'un anneau
centré sur l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. Elle se compose
d'une partie principale 10a sensiblement plane (figure 2) qui se prolonge à
ses deux extrémités libres par des parties 10b repliées vers l'amont (figure
1).
Par ailleurs, la partie principale 10a de la paroi transversale est
inclinée vers l'extérieur de l'anneau par rapport à l'axe longitudinal X-X de
la turbomachine, c'est-à-dire que la paroi transversale a une forme
sensiblement tronconique.
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L'invention s'applique également aux parois transversales dont
la partie principale est inclinée vers l'intérieur de l'anneau (c'est-à-dire
vers l'axe longitudinal X-X de la turbomachine).
La partie principale 10a de la paroi transversale 10 est pourvue
5 d'une
pluralité d'ouvertures 12, par exemple au nombre de dix-huit et de
forme circulaire, qui sont régulièrement espacées sur toute la
circonférence de la paroi transversale 10.
Ces ouvertures 12 sont chacune destinées à recevoir un
système d'injection 14 d'un mélange air/carburant. Ce dernier se compose
notamment d'une buse d'injection de carburant 14a et d'un bol 14b équipé
de vrilles à air.
La buse et le bol sont centrés sur un axe de symétrie Y-Y du
système d'injection 14. Etant donné que la paroi transversale 10 de la
chambre de combustion est de forme tronconique, cet axe de symétrie Y-
Y est incliné par rapport à l'axe longitudinal Y-Y de la turbomachine.
Un déflecteur 16 formant écran thermique est également monté
dans chaque ouverture 12 de la paroi transversale 10 autour des systèmes
d'injection 14.
Comme représenté sur la figure 2, les déflecteurs 16 sont des
plaques planes de forme sensiblement rectangulaire qui présentent
chacune une ouverture circulaire 17 centrée sur l'axe de symétrie Y-Y des
systèmes d'injection pour le passage de ces derniers. Ils permettent de
protéger la paroi transversale 10 contre les températures élevées des gaz
de combustion.
Une pluralité de trous de multiperforation 18 formant un
maillage sont percés au travers de la paroi transversale 10 de la chambre
de combustion autour de chaque ouverture 12 en regard des déflecteurs
16. Ils permettent à de l'air circulant autour de la chambre de combustion
de venir refroidir par impact les déflecteurs.
En fonctionnement, du fait que la paroi transversale 10 de la
chambre de combustion est tronconique, il a été constaté que la distance
(ou entrefer) d séparant les déflecteurs 16 de la paroi transversale n'est
constante (de l'ordre de 1,5 à 4 mm) que dans le plan P passant par l'axe
de symétrie Y-Y du système d'injection et l'axe longitudinal X-X de la
turbomachine (aussi appelé plan radial de symétrie des déflecteurs - voir
figure 2) et qu'elle varie lorsque l'on s'écarte de ce plan radial de symétrie
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P. La variation de l'entrefer d dépend notamment du nombre de systèmes
d'injection équipant la chambre de combustion, de la hauteur de la zone
primaire de combustion et du rayon moyen de la paroi transversale.
La figure 3 illustre la variation relative de l'entrefer d en fonction
de la position angulaire 8 à laquelle la mesure de l'entrefer d est réalisée.
Sur cette figure, la variation relative de l'entrefer est définie
comme le rapport entre la mesure de l'entrefer d effectuée localement et
la mesure réalisée au niveau du plan de symétrie P des déflecteurs.
De même, la position angulaire 0 est définie par rapport au plan
de symétrie P des déflecteurs (l'angle de 00 correspond à une mesure sur
le plan de symétrie P et l'angle de 10 correspond à une mesure sur l'une
des extrémités angulaires du déflecteur).
Les courbes RO, Rint et Rext de cette figure 3 représentent la
variation relative de l'entrefer en fonctionnement, respectivement, pour le
rayon moyen 16a, pour le rayon interne 16b et pour le rayon externe 16c
du déflecteur 16 (ces rayons sont schématisés sur la figure 2).
On constate que l'entrefer d séparant la paroi transversale des
déflecteurs varie fortement vers les extrémités latérales des déflecteurs. Il
en résulte un mauvais refroidissement des déflecteurs.
Conformément à l'invention, des moyens sont prévus pour
forcer le flux d'air de refroidissement des déflecteurs 16 à s'écouler
radialement autour des systèmes d'injection de carburant 14.
Forcer le flux d'air de refroidissement des déflecteurs 16 à
s'écouler radialement autour des systèmes d'injection de carburant 14
permet d'obtenir un refroidissement homogène sur toute la surface des
déflecteurs.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention représenté
par les figures 2 et 4, chaque déflecteur 16 comporte au moins deux
déformations 20 formant des chicanes pour l'écoulement du flux d'air de
refroidissement.
Ces déformations 20 s'étendant radialement de part et d'autre
de l'ouverture 17 du déflecteur pour le passage des systèmes d'injection
de carburant 14. Plus précisément, elles ont une forme d'arc de cercle,
s'étendent entre les extrémités radiales interne 16b et externe 16c du
déflecteur et peuvent être symétriques par rapport au plan radial P de
symétrie des déflecteurs.
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Les déformations 20 sont disposées de sorte que le débit d'air
central s'écoulant radialement autour des systèmes d'injection de
carburant et délimité latéralement par les deux déformations soit égal à la
somme des débits d'air externes s'écoulant radialement entre chaque
déformation et l'extrémité latérale correspondante du déflecteur 16.
En outre, les déformations 20 sont de préférence formées dans
des zones du déflecteur qui ne sont pas en regard de trous de
multi perforation.
Comme illustré sur la figure 4, les déformations se présentent
avantageusement sous la forme de gorges 20 qui sont par exemple
pratiquées par emboutissage des déflecteurs 16.
Dans ce cas, l'épaisseur e des gorges 20 (figure 2) peut être
comprise entre 1 et 2 mm. Par ailleurs, la profondeur des gorges est telle
que la distance f entre le fond d'une gorge 20 et la paroi transversale 10
(figure 4) est constante (par exemple de l'ordre de 0,3 à 0,5 mm).
De telles déformations peuvent aussi bien s'appliquer à des
parois transversales dont les trous de multiperforation 18 forment un
maillage carré (les rangées de trous sont alignés dans le sens radial et
tangentiel ¨ cas de la figure 2) qu'à des parois transversales dont les trous
de multiperforation forment un maillage équilatéral (les trous sont
disposés selon des rangées en quinconce l'une par rapport à l'autre).
Les figures 5 et 6 représentent un autre mode de réalisation des
moyens pour forcer le flux d'air de refroidissement des déflecteurs à
s'écouler radialement autour des systèmes d'injection de carburant selon
l'invention.
On note g la distance entre les extrémités radiales externes 10c,
16c respectives de la paroi transversale 10 et des déflecteurs 16 qui est
mesurée au niveau du plan radial de symétrie P des déflecteurs. La
distance entre les extrémités radiales externes 10c, 16c respectives de la
paroi transversale 10 et des déflecteurs 16 qui est mesurée au niveau des
extrémités latérales des déflecteurs est notée h.
Chaque déflecteur 16 étant symétrique par rapport à son plan
radial P de symétrie, il en est résulte que la distance notée h est identique
aux deux extrémités latérales du déflecteur.
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Dans un mode de réalisation représenté sur la figure 5, chaque
déflecteur 16 est agencé de telle manière que la distance g précédemment
définie est supérieure à la distance h.
Dans un autre mode de réalisation représenté sur la figure 6,
chaque déflecteur 16 est agencé de sorte que la distance g est inférieure
à la distance h. Ceci peut être obtenu par exemple en courbant l'extrémité
radiale externe 16c des déflecteurs 16.
Quelque soit le mode de réalisation, un tel écart de distance
entre les extrémités radiales externes respectives de la paroi transversale
et des déflecteurs permet de forcer le flux d'air de refroidissement à
s'écouler radialement autour des systèmes d'injection de carburant. Le
rapport entre les distances g et h est de préférence compris entre 1,5 et
2.
On notera que la mise en uvre d'un tel écart de distance peut
aussi bien s'appliquer aux extrémités radiales internes respectives de la
paroi transversale et des déflecteurs. Ainsi, la distance entre les extrémités
radiales internes respectives de la paroi et des déflecteurs au niveau du
plan radial de symétrie des déflecteurs peut être inférieure ou supérieure
à celle au niveau des extrémités latérales des déflecteurs.
