Note : Les descriptions sont présentées dans la langue officielle dans laquelle elles ont été soumises.
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CARENAGE AERODYNAMIQUE POUR FOND DE CHAMBRE DE
COMBUSTION DE TURBOMACHINE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un carénage
destiné à recouvrir le fond d'une chambre annulaire de
combustion dans une turbomachine, telle qu'une
turbomachine d'aéronef en particulier.
L'invention concerne également une chambre
de combustion comprenant un carénage de ce type, ainsi
qu'une turbomachine comprenant une telle chambre de
combustion.
L'invention concerne plus particulièrement
un carénage destiné à équiper les chambres de
combustion des turbomachines comprenant un compresseur
de type centrifuge disposé en amont de leur chambre de
combustion.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Une chambre annulaire de combustion de
turbomachine est habituellement logée dans une enceinte
annulaire en aval d'un compresseur de la turbomachine
et délimitée par deux parois coaxiales, de forme
globalement cylindrique de révolution ou tronconique,
ces parois étant raccordées l'une à l'autre
sensiblement au niveau de leurs extrémités amont par
une paroi annulaire de fond de chambre pourvue de
dispositifs d'injection d'air et de carburant
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comportant des moyens de support de têtes d'injecteurs
de carburant ainsi que des orifices d'entrée d'air.
En général, les parois coaxiales de ces
chambres de combustion comportent également des
orifices d'entrée d'air, parfois appelés orifices
primaires lorsqu'ils sont agencés autour d'une région
amont de la chambre de combustion et orifices de
dilution lorsqu'ils sont agencés autour d'une région
aval de cette chambre, pour permettre une injection
additionnelle d'air dans la chambre.
La paroi annulaire de fond de chambre est
en général recouverte du côté amont par un carénage
annulaire permettant le guidage d'une partie du flux
d'air provenant du compresseur qui est destinée à
circuler vers l'aval dans l'enceinte annulaire dans
laquelle est logée la chambre de combustion en
contournant cette dernière, afin notamment d'alimenter
les orifices d'entrée d'air formés dans les parois
coaxiales de la chambre, une autre partie de ce flux
d'air étant destiné à pénétrer à l'intérieur de la
chambre de combustion par les orifices d'entrée d'air
des dispositifs d'injection d'air et de carburant
montés dans le fond de chambre, en passant par des
ouvertures du carénage permettant également le passage
des têtes d'injecteurs.
D'une manière générale, le carénage
recouvrant le fond des chambres de combustion a pour
but de réduire la perte de charge subie par le flux
d'air contournant les chambres de combustion. Pour
cela, ce carénage prend en général la forme d'une paroi
de révolution ayant une forme sensiblement en C à
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concavité tournée vers l'aval lorsque vue en demi-
section selon un plan méridien.
Cependant, dans les
turbomachines
comprenant un compresseur de type centrifuge en amont
de la chambre de combustion, le flux d'air provenant de
ce compresseur pénètre dans l'enceinte précitée en
passant par un redresseur-diffuseur annulaire
débouchant dans une région radialement externe de cette
enceinte. De ce fait, le flux d'air alimentant les
orifices d'entrée d'air des dispositifs d'injection et
celui contournant la chambre de combustion le long de
la paroi radialement interne de celle-ci subissent une
importante déviation radialement vers l'intérieur, de
nature à accroître la perte de charge de ces flux
d'air.
Or, la performance des dispositifs
d'injection d'air et de carburant peut être d'autant
plus élevée que la perte de charge au sein de ces
dispositifs est élevée, ce qui rend souhaitable une
réduction de la perte de charge en amont de ces
dispositifs.
De plus, la demanderesse a constaté que
dans ces turbomachines à compresseur centrifuge, le
flux d'air qui a vocation à contourner la chambre de
combustion et à circuler vers l'aval le long de la
paroi radialement interne de la chambre de combustion,
afin notamment d'alimenter les orifices d'entrée d'air
des parois coaxiales de la chambre, présente un risque
accru de décollement à proximité du carénage et en aval
de celui-ci dans la région radialement interne de
l'enceinte contenant la chambre de combustion.
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Or, des décollements de ce flux d'air ne
sont pas souhaitables du fait qu'ils sont susceptibles
de provoquer des instabilités de fonctionnement de la
chambre de combustion.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but d'apporter
une solution simple, économique et efficace à ces
problèmes, permettant d'éviter au moins en partie les
inconvénients précités.
L'invention propose à cet effet un carénage
annulaire, présentant une face interne destinée à
recouvrir la paroi de fond d'une chambre annulaire de
combustion d'une turbomachine équipée d'un compresseur
centrifuge ainsi qu'une face externe opposée à la face
interne précitée, le carénage comprenant une pluralité
d'orifices destinés au passage d'injecteurs de
carburant supportés par la paroi de fond de la chambre
de combustion.
Selon l'invention, le carénage comprend une
pluralité de bossages qui s'étendent en saillie sur
ladite face externe du carénage, radialement vers
l'intérieur respectivement depuis les bords radialement
internes respectifs desdits orifices, de sorte que
chacun desdits bossages délimite une extension de
l'orifice correspondant ouverte radialement vers
l'extérieur de manière à former une écope de
prélèvement d'air.
Une telle écope de prélèvement d'air permet
d'améliorer l'alimentation en air au travers de
l'orifice correspondant du carénage en réduisant
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notamment la perte de charge subie par l'air traversant
cet orifice.
De plus, les bossages du carénage
permettent d'améliorer le guidage du flux d'air
5 circulant radialement vers l'intérieur puis vers l'aval
le long du carénage et, en particulier, de réduire les
risques de décollement de ce flux d'air.
A cet effet, les bossages précités
s'étendent avantageusement jusqu'à une extrémité
radialement interne du carénage.
Dans un mode de réalisation préféré de
l'invention, chacun des bossages du carénage présente
un plan de symétrie radial comprenant un axe central
dudit carénage et un axe d'injection de l'orifice
correspondant.
L'axe d'injection de l'orifice correspond
bien entendu à l'axe d'injection d'un injecteur lorsque
ce dernier est monté dans ledit orifice.
Le carénage selon ce premier mode de
réalisation est particulièrement avantageux lorsqu'il
est utilisé dans une turbomachine dans laquelle le flux
d'air provenant du compresseur est dépourvu de
composante giratoire.
Dans un deuxième mode de réalisation de
l'invention, l'extension de chacun des orifices
précités présente une protubérance
décalée
circonférentiellement par rapport à un axe d'injection
de l'orifice.
Ici encore, l'axe d'injection de l'orifice
correspond à l'axe d'injection d'un injecteur monté
dans ledit orifice.
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Le carénage selon ce deuxième mode de
réalisation est particulièrement avantageux lorsqu'il
est utilisé dans une turbomachine dans laquelle le flux
d'air provenant du compresseur présente une composante
giratoire dans le sens allant de la protubérance de
l'extension de chaque orifice vers l'axe d'injection de
l'injecteur correspondant. Cela permet d'améliorer
l'effet d'écope produit par ces extensions vis-à-vis du
flux d'air provenant du compresseur.
De plus, dans ce deuxième mode de
réalisation de l'invention, le bord radialement interne
de chaque orifice peut être parallèle à la direction
tangentielle ou bien être incliné par rapport à cette
direction tangentielle.
Dans ce dernier cas, l'inclinaison du bord
radialement interne des orifices par rapport à la
direction tangentielle est avantageusement telle que ce
bord forme un angle aigu avec la direction d'arrivée du
flux d'air, cet angle étant de préférence un angle
droit. Cela permet de maximiser l'effet d'écope produit
par les extensions.
En variante, l'inclinaison du bord
radialement interne des orifices par rapport à la
direction tangentielle peut être telle que ce bord
forme un angle obtus avec la direction d'arrivée du
flux d'air.
L'invention concerne également une chambre
annulaire de combustion destinée à être montée en aval
d'un compresseur centrifuge dans une turbomachine,
comprenant deux parois coaxiales raccordées l'une à
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l'autre en amont par une paroi annulaire de fond de
chambre, ainsi qu'un carénage annulaire du type décrit
ci-dessus ayant une face interne recouvrant la paroi de
fond de chambre du côté amont de cette dernière.
D'une manière connue en soi, le carénage
comprend avantageusement deux bords d'extrémité,
respectivement radialement interne et externe, qui sont
respectivement fixés sur les parois coaxiales de la
chambre de combustion et/ou sur des extrémités de la
paroi de fond de cette chambre de combustion.
L'invention concerne encore une
turbomachine comprenant une chambre annulaire de
combustion du type décrit ci-dessus ainsi qu'un
compresseur centrifuge monté en amont de la chambre de
combustion.
Lorsque le compresseur de la turbomachine
est configuré pour délivrer un flux d'air
d'alimentation de la chambre de combustion dépourvu de
composante giratoire, le carénage de la chambre de
combustion est de préférence conforme au premier mode
de réalisation décrit ci-dessus.
En revanche, lorsque le compresseur de la
turbomachine est configuré pour délivrer un flux d'air
d'alimentation de la chambre de combustion présentant
une composante giratoire, le carénage de la chambre de
combustion est de préférence conforme au deuxième mode
de réalisation décrit ci-dessus.
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BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention sera mieux comprise, et
d'autres détails, avantages et caractéristiques de
celle-ci apparaîtront à la lecture de la description
suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en
référence aux dessins annexés dans lesquels :
la figure 1 est une vue schématique partielle en
perspective et en coupe axiale d'une turbomachine selon
un premier mode de réalisation préféré de l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique partielle en
perspective et en coupe axiale d'une chambre de
combustion de la turbomachine de la figure 1 ;
la figure 3 est une vue schématique partielle de la
turbomachine de la figure 1, en coupe axiale selon un
plan comprenant l'axe d'un injecteur de carburant ;
la figure 4 est une vue schématique partielle de la
turbomachine de la figure 1, en coupe axiale selon un
plan équidistant de deux injecteurs de carburant
consécutifs ;
- la figure 5 est une courbe représentant la perte de
charge d'un flux d'air provenant de la sortie d'un
compresseur de la turbomachine de la figure 1, entre
cette sortie et la sortie d'une enceinte dans laquelle
est logée ladite chambre de combustion, en fonction
d'un rapport entre la profondeur axiale de bossages
formés dans un carénage du fond de ladite chambre de
combustion et un rayon moyen du fond de cette chambre
de combustion ;
la figure 6 est une courbe représentant la perte de
charge du flux d'air provenant de la sortie du
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compresseur de la turbomachine de la figure 1, entre
cette sortie et l'entrée de dispositifs d'injection
d'air et de carburant de ladite chambre de combustion,
en fonction d'un rapport entre la profondeur axiale des
bossages formés dans le carénage du fond de ladite
chambre de combustion et le rayon moyen du fond de
cette chambre de combustion ;
la figure 7 est une vue schématique partielle en
perspective d'une turbomachine selon un deuxième mode
de réalisation préféré de l'invention, illustrant un
carénage du fond de la chambre de combustion de cette
turbomachine ;
la figure 8 est une vue schématique partielle en
perspective d'une turbomachine selon un troisième mode
de réalisation préféré de l'invention, illustrant un
carénage du fond de la chambre de combustion de cette
turbomachine, représenté seul ;
la figure 9 est une vue schématique partielle en
perspective d'une turbomachine selon un quatrième mode
de réalisation préféré de l'invention, illustrant un
carénage du fond de la chambre de combustion de cette
turbomachine, représenté seul.
Dans l'ensemble de ces figures, des
références identiques peuvent désigner des éléments
identiques ou analogues.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES
Les figures 1 à 4 illustrent une enceinte
annulaire 10 dans laquelle est logée une chambre
annulaire de combustion 12 dans une turbomachine 14
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conforme à un premier mode de réalisation préféré de
l'invention.
La turbomachine 14 comprend un compresseur
de type centrifuge en amont de l'enceinte annulaire 10,
5 dont seule une paroi annulaire aval 16 est visible sur
les figures 1, 3 et 4. Le compresseur est raccordé en
sortie à un redresseur-diffuseur 18 qui débouche dans
une région radialement externe de l'enceinte annulaire
10.
10 La chambre de combustion 12 est délimitée
par deux parois coaxiales de forme globalement
tronconique, respectivement interne 20 et externe 22.
La paroi interne 20 de la chambre de
combustion est reliée à une paroi annulaire interne 24
de l'enceinte 10 par une virole annulaire interne 26,
tandis que la paroi externe 22 de la chambre de
combustion est reliée à une paroi annulaire externe 28
de l'enceinte 10 par une virole annulaire externe 30.
Les viroles annulaires 26 et 30 précitées sont pourvues
d'orifices 32 de passage d'air (figure 3).
Les parois interne 20 et externe 22 de la
chambre de combustion sont en outre raccordées l'une à
l'autre au niveau de leur extrémité amont par une paroi
annulaire de fond de chambre 33 (figures 1 et 2)
s'étendant sensiblement selon la direction radiale et
pourvue d'une pluralité de dispositifs d'injection
d'air et de carburant 34, comportant chacun des
moyens 36 de support de la tête 38 d'un injecteur de
carburant 40 ainsi que des ouvertures d'entrée d'air 41
(figure 3), d'une manière connue en soi.
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La paroi annulaire de fond de chambre 33
est recouverte, du côté de l'amont, par un carénage
annulaire 42 ayant globalement une demi-section axiale
en forme de C à concavité tournée vers l'aval (figures
là 4).
Le carénage 42 présente ainsi une face
interne 42i recouvrant la paroi annulaire de fond de
chambre 33 et une face externe 42e opposée à la face
interne 42i (figure 4).
De plus, le carénage 42 comprend une partie
annulaire médiane 44 s'étendant
sensiblement
parallèlement à la paroi annulaire de fond de
chambre 33, et deux parties annulaires d'extrémité,
respectivement interne 46 et externe 48, recourbées
vers l'aval et destinées à la fixation du carénage 42
sur les parois interne 20 et externe 22 de la chambre
de combustion et sur des extrémités 50 et 52 de la
paroi annulaire de fond de chambre 33 recourbées vers
l'amont (figure 4), par exemple par boulonnage
(figures 1 et 2).
La partie annulaire médiane 44 du carénage
42 est pourvue d'une pluralité d'orifices 54 destinés
au passage des têtes 38 des injecteurs de carburant 40
et au passage de l'air 68 (figure 3) destiné à
alimenter les ouvertures d'entrée d'air 41 des
dispositifs d'injection 34, comme cela apparaîtra plus
clairement dans ce qui suit.
Par ailleurs, le carénage 42 comprend une
pluralité de bossages 56 formés essentiellement dans sa
partie annulaire médiane 44.
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Plus précisément, chacun des bossages 56
s'étend radialement vers l'intérieur depuis un bord
radialement interne 58 d'un orifice 54 correspondant
jusque la partie annulaire d'extrémité interne 46 du
carénage 42.
De cette manière, chaque bossage 56
délimite une extension vers l'amont 60 de l'orifice 54
correspondant, laquelle extension 60 est ouverte
radialement vers l'extérieur (figures 2 et 3). De plus,
chaque bossage 56 forme ainsi une écope de prélèvement
d'air, de nature à améliorer l'alimentation en air des
dispositifs d'injection 34.
Dans le premier mode de réalisation décrit
sur les figures 1 à 4, les bossages 56 présentent
chacun un plan de symétrie radial comprenant un axe
central du carénage 42, non visible sur les figures,
ainsi qu'un axe d'injection 64 de l'injecteur 38 du
dispositif d'injection 34 correspondant (figure 3). Le
plan de la figure 3 est ainsi plan de symétrie pour le
bossage 56 visible sur cette figure 3. De ce fait,
chaque bossage 56 est centré par rapport au dispositif
d'injection 34 correspondant.
En fonctionnement, le compresseur délivre
un flux d'air 66 (figures 3 et 4) qui se divise dans
l'enceinte annulaire 10 en un flux central 68
alimentant les dispositifs d'injection 34 via les
orifices 54 du carénage 42, et en deux flux de
contournement, respectivement interne 70 et externe 72,
qui longent respectivement les parois interne 20 et
externe 22 de la chambre de combustion 12 autour de
cette dernière, et dont une partie alimente, le cas
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échéant, des orifices d'entrée d'air formés dans ces
parois 20 et 22 (non visibles sur les figures), et dont
le reste sort de l'enceinte annulaire 10 au travers des
orifices de passage d'air 32 des viroles interne 26 et
externe 30.
Dans le premier mode de réalisation décrit
sur les figures 1 à 4, le flux d'air 66 provenant du
compresseur est sensiblement dépourvu de composante
giratoire, de sorte que la conformation des bossages 56
décrits ci-avant est particulièrement avantageuse.
D'une manière générale, les bossages 56
permettent de réduire les risques de décollement du
flux d'air 70 contournant la chambre de combustion 12
radialement vers l'intérieur, et donc de réduire les
risques d'instabilités de fonctionnement de la chambre
de combustion 12.
La réduction des risques de décollement du
flux d'air 70 se traduit par une réduction de la perte
de charge subie par ce flux d'air entre la sortie du
redresseur-diffuseur 18 et les orifices de passage
d'air 32 prévus à l'extrémité aval de l'enceinte
annulaire 10, comme l'illustre la courbe de la
figure 5.
Cette courbe, obtenue par simulation
numérique, représente la perte de charge du flux
d'air 70 provenant de la sortie du compresseur de la
turbomachine 14, entre cette sortie et les orifices de
passage d'air 32 radialement internes agencés à
l'extrémité aval de l'enceinte 10, en fonction d'un
rapport sans dimension entre la profondeur axiale des
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bossages 56 et un rayon moyen du fond 33 de la chambre
de combustion 12.
Plus précisément, la courbe se fonde sur un
premier calcul (point 74) à partir d'un carénage
annulaire de type connu dépourvu de bossages équipant
une chambre de combustion dont le fond présente un
rayon moyen de 252.75 mm, pour lequel la perte de
charge calculée est de 1,42%, un deuxième calcul
(point 76) à partir d'un carénage 42 du type représenté
sur les figures 1 à 4 et pourvu de bossages ayant une
profondeur axiale de 7 mm, pour lequel la perte de
charge calculée est réduite à 1,36%, et un troisième
calcul (point 78) à partir d'un carénage semblable au
précédent mais dont les bossages ont une profondeur de
10 mm, et conduisant à une perte de charge de 1,38%,
ces trois calculs ayant été réalisés pour des
conditions identiques de fonctionnement de la
turbomachine 14.
Par ailleurs, les bossages 56 permettent,
en exerçant la fonction d'écope, de réduire la perte de
charge subie par le flux d'air 68 provenant de la
sortie du compresseur de la turbomachine 14 en amont
des ouvertures d'entrée d'air 41 des dispositifs
d'injection d'air et de carburant 34, comme l'illustre
la courbe de la figure 6.
Cette courbe représente la perte de charge,
obtenue par simulation numérique à partir des trois
calculs décrits ci-dessus, du flux d'air 68 provenant
de la sortie du compresseur de la turbomachine 14,
entre cette sortie et les ouvertures d'entrée d'air 41
des dispositifs d'injection d'air et de carburant 34,
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en fonction d'un rapport entre la profondeur axiale des
bossages 56 et le rayon moyen du fond 33 de la chambre
de combustion 12.
Cette perte de charge est respectivement de
5 0,50%, de 0,43% et de 0,41% pour les trois calculs
précités.
Ainsi, la perte de charge du flux d'air 68
alimentant les dispositifs d'injection de carburant 34
semble décroître sensiblement linéairement avec le
10 rapport sans dimension précité (figure 6), tandis que
la perte de charge du flux d'air 70 contournant la
chambre de combustion radialement vers l'intérieur
(figure 5) est réduite avec des bossages de profondeur
modérée mais semble être pénalisée lorsque le rapport
15 sans dimension précité dépasse 2,8%, ce qui peut
s'expliquer par le fait que la grande profondeur axiale
des bossages 56 induit alors des décollements de ce
flux d'air 70.
La figure 7 illustre un deuxième mode de
réalisation préféré de l'invention, dans lequel le flux
d'air 66 provenant du compresseur présente une
composante giratoire.
Dans ce deuxième mode de réalisation, les
bossages 56 du carénage 42 sont conformés de sorte que
les extensions 60 des orifices 54, formées par ces
bossages 56, présentent chacune une protubérance 80
décalée circonférentiellement par rapport à l'axe
central d'injection 64 de l'injecteur 38 du dispositif
d'injection d'air et de carburant 34 correspondant,
dans un sens tel que le flux d'air 68 alimentant ces
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dispositifs rencontre ladite protubérance 80 avant de
rencontrer ledit axe d'injection 64. Chaque bossage 56
comprend de part et d'autre de sa protubérance 80 une
partie incurvée 84 de relativement faible étendue et
une partie sensiblement plane 86 de relativement grande
étendue, disposées de sorte que le flux d'air 68
rencontre d'abord la partie de faible étendue 84 avant
de rencontrer la partie de grande étendue 86.
Par ailleurs, le bord radialement interne
58 de chaque orifice 54 est parallèle à la direction
tangentielle (figure 7).
En variante, ce bord radialement interne 58
de chaque orifice 54 peut être incliné par rapport à la
direction tangentielle, comme cela est représenté sur
les figures 8 et 9.
Dans ce cas, l'inclinaison du bord
radialement interne 58 des orifices 54 par rapport à la
direction tangentielle est avantageusement telle que ce
bord 58 forme un angle aigu 88 avec la direction 90
d'arrivée du flux d'air 68. L'inclinaison du bord
radialement interne 58 est de préférence telle que le
bord 58 s'étende sensiblement perpendiculairement à la
direction 90 d'arrivée du flux d'air 68, comme illustré
sur la figure 8. Cela permet de maximiser l'effet
d'écope produit par les extensions 60.
En variante, l'inclinaison du bord
radialement interne 58 des orifices 54 par rapport à la
direction tangentielle peut être telle que ce bord 58
forme un angle obtus 92 avec la direction 90 d'arrivée
du flux d'air 68.
