EP4004442B1 - Injecteur de carburant à circuit de purge pour une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Injecteur de carburant à circuit de purge pour une turbomachine d'aéronef Download PDF

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EP4004442B1
EP4004442B1 EP20751616.2A EP20751616A EP4004442B1 EP 4004442 B1 EP4004442 B1 EP 4004442B1 EP 20751616 A EP20751616 A EP 20751616A EP 4004442 B1 EP4004442 B1 EP 4004442B1
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EP
European Patent Office
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injector
axis
elongation
fins
fuel
Prior art date
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Active
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EP20751616.2A
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German (de)
English (en)
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EP4004442A1 (fr
Inventor
Thomas Jean Olivier Lederlin
Denis Luc Alain Chanteloup
Simon Arthur MEILLEURAT
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 Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
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Publication date
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    • 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
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances

Definitions

  • the present invention relates to a purge circuit fuel injector for an aircraft turbomachine.
  • the state of the art includes in particular the documents FR-A1-2 971 039 , FR-A 1-3 013 805 And FR-A1-3 067 792 .
  • a mixture of compressed air and suitable fuel is generally injected into a turbomachine combustion chamber using one or more injectors.
  • the injectors are, for example, fixed to a casing and pass through orifices in a chamber wall to eject fuel into the chamber in the form of a jet of fuel droplets.
  • a fuel injector 10 for example a flat jet, such as that shown in figures 1 to 5 , conventionally comprises a body 12 of generally elongated shape having an elongation axis A.
  • the body 12 comprises a first longitudinal end 14 for supplying fuel and a second longitudinal end 16 for ejecting a flat jet of fuel.
  • the body 12 is tubular and comprises an internal bore 18 which opens axially at the end 14 and which is connected to a nozzle 20 for projecting the jet of fuel at the end 16.
  • the body may include an air cooling circuit coaxial with the fuel circuit, as described in the documents DE-10.2017. 200106- A1 , DE-10.2013.208069-A1 And JP-2003.247425 -A .
  • the body 12 may also comprise at least one integrated air purge circuit which comprises an internal cavity 22 connected on the one hand to air inlet orifices 24 located on the body and to at least one air outlet 26 located on the level of end 16, as described in the document EP-2.244.014 -A2
  • This air circuit has only a purge function and the present invention proposes an improvement to this technology which makes it possible to optimize the operation of a fuel injector, in a simple, efficient and economical manner.
  • the present invention provides a fuel injector according to the subject matter of claim 1.
  • Flow disruptors can provide the air circuit with at least one additional function beyond the purge function.
  • flow disruptors can promote heat exchange between the air and the injector body and thus contribute to cooling the injector body. They can also facilitate the propagation of the fuel jet and thus optimize the performance of the combustion chamber equipped with this injector.
  • the present invention also relates to an aircraft turbomachine, comprising a combustion chamber equipped with at least one injector
  • FIG. 6 shows an environment in which a fuel injector 110 according to the invention can be used.
  • This is a combustion chamber 130 of an aircraft turbomachine such as a helicopter.
  • the combustion chamber 130 is arranged inside a casing 132 of the turbomachine and comprises a wall 134 internally defining a combustion space into which a mixture of air and fuel is injected and burned.
  • the fuel is injected into the chamber 130 via one or more injectors 110 which are here fixed to the casing 132 and which pass through an orifice 136 in the wall 134.
  • a body 112 of generally elongated shape having an elongation axis A this body 112 comprising a first longitudinal end 114 for supplying fuel and a second longitudinal end 116 for ejecting a jet of fuel.
  • This second end 116 comprises a nozzle formed by a tubular portion 120 of generally elongated shape having an elongation axis B substantially perpendicular to the elongation axis A ( Figure 5 in particular).
  • the tubular portion has its two open longitudinal ends configured to respectively form two separate fuel flow inlets (arrows 121) intended to meet substantially in the middle of the tubular portion which comprises at least one slot 125 for ejecting the fuel jet (arrow 127).
  • the body 112 and the tubular portion 120 are made of metal and they are obtained in a single piece by machining a metal block, preferably by additive manufacturing.
  • This fixing base 138 comprises a collar extending around the axis A and pierced with holes for the passage of screws for fixing the injector to the casing 132.
  • the body 112 includes an internal longitudinal bore 118 extending along and at the axis A, between the first and second longitudinal ends, and in fluid communication with the ends of the tubular portion 120.
  • the body 112 also comprises an internal air passage cavity 122, which comprises an annular portion 139 extending around the bore 118 and channels 140 which open at the end 116 to form the aforementioned purge air outlets.
  • the portion of the cavity 122 extends over a part of the length of the body 112. It extends to the second longitudinal end 116 of the body 112 and is connected to two channels 140 diametrically opposite relative to the axis A, which open at this end 116 so that air is expelled from the injector.
  • a jet of fuel is ejected by the injector, this jet is surrounded by the air expelled by the same injector.
  • the injector is not expelling fuel, the expelled air purges the injector fuel system.
  • the air then expels the last drops of fuel and cleans the fuel ejection slot 125 of the tubular portion 120.
  • the air passage cavity 122 is thus likened to a purge circuit.
  • the cavity 122 is in fluid communication with an annular row of air supply orifices 124 formed at the periphery of the body and extending around the axis of elongation A.
  • THE figures 7 and 8 illustrate a first embodiment of the invention in which air flow disruptors 150 are provided in the cavity 122, and more particularly in its annular portion 139.
  • This annular portion 139 is here defined between two cylindrical surfaces 152, 154 extending around each other and around the axis A.
  • the fins 150a are axially spaced from each other along the axis A.
  • the fins 150b are also axially spaced from each other along this axis A and extend in transverse planes passing substantially between the fins 150a.
  • the fins 150a, 150b may have a rectangular, triangular or trapezoidal shape in axial section.
  • the fins 150a may have a different shape in section from the fins 150b, as in the example shown. They may have a thickness or axial dimension substantially equal to their height or radial dimension (measured from the axis A).
  • the air which enters the portion 139 of the cavity 122, through the orifices 124, must bypass the fins 150a, 150b and undergoes pressure losses due to the baffle effect. This phenomenon contributes to the cooling of the body 112 of the injector 110.
  • Each of the channels 140 has protruding disruptors 156.
  • the disruptors 156 of each of the channels 140 comprise several partitions, which are here parallel to each other and substantially parallel to the axis A.
  • the number of disruptors 156 or partitions per channel 140 is for example between 3 and 10.
  • the air leaving the purge circuit is guided by the partitions so as to optimize the formation and diffusion of the fuel jet, for example in the direction of a spark plug of the combustion chamber 130 equipped with the injector 110.
  • the injector 110 according to the invention can be produced by additive manufacturing for example, and is advantageously a single piece.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)

Description

    Domaine technique de l'invention
  • La présente invention concerne un injecteur de carburant à circuit de purge pour une turbomachine d'aéronef.
    • Arrière-plan technique
  • L'état de l'art comprend notamment les documents FR-A1-2 971 039 , FR-A 1-3 013 805 et FR-A1-3 067 792 .
  • Un mélange d'air comprimé et de carburant approprié est en général injecté dans une chambre de combustion de turbomachine à l'aide d'un ou plusieurs injecteurs. Les injecteurs sont par exemple fixés sur un carter et traversent des orifices d'une paroi de chambre en vue de l'éjection de carburant à l'intérieur de la chambre, sous forme d'un jet de gouttelettes de carburant.
  • Un injecteur de carburant 10, par exemple à jet plat, tel que celui représenté aux figures 1 à 5, comprend classiquement un corps 12 de forme générale allongée présentant un axe d'allongement A. Le corps 12 comporte une première extrémité longitudinale 14 d'alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale 16 d'éjection d'un jet plat de carburant. Le corps 12 est tubulaire et comprend un alésage interne 18 qui débouche axialement au niveau de l'extrémité 14 et qui est relié à une buse 20 de projection du jet de carburant au niveau de l'extrémité 16.
  • Le corps peut comprendre un circuit de refroidissement par air coaxial au circuit de carburant, comme cela est décrit dans les documents DE-10.2017. 200106- A1 , DE-10.2013.208069-A1 et JP-2003.247425 -A .
  • Le corps 12 peut comprendre également au moins un circuit intégré de purge d'air qui comprend une cavité interne 22 reliée d'une part à des orifices 24 d'entrée d'air situés sur le corps et à au moins une sortie 26 d'air située au niveau de l'extrémité 16, comme cela est décrit dans le document EP-2.244.014 -A2
  • Ce circuit d'air n'a qu'une fonction de purge et la présente invention propose un perfectionnement à cette technologie qui permet d'optimiser le fonctionnement d'un injecteur de carburant, de manière simple, efficace et économique.
    • Résumé de l'invention
  • La présente invention propose un Injecteur de carburant selon l'objet de la revendication 1.
  • Les perturbateurs de flux permettent de conférer au circuit d'air au moins une fonction supplémentaire par rapport à la fonction de purge. Les perturbateurs peuvent par exemple favoriser les échanges de calories entre l'air et le corps de l'injecteur et participer ainsi au refroidissement du corps de l'injecteur. Ils peuvent en outre faciliter la propagation du jet de carburant et optimiser ainsi les performances de la chambre de combustion équipée de cet injecteur.
  • L'injecteur selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
    • les perturbateurs comportant des ailettes annulaires en saillie s'étendant dans cette portion annulaire autour dudit axe d'allongement,
    • les perturbateurs comportent des premières ailettes annulaires en saillie sur une surface cylindrique externe définissant la portion annulaire et des secondes ailettes annulaires en saillie sur une surface cylindrique interne s'étendant autour de ladite surface externe,
    • les premières ailettes annulaires sont espacées axialement les unes des autres le long dudit axe d'allongement, les secondes ailettes étant également espacées axialement les unes des autres le long de cet axe et s'étendant dans des plans transversaux passant sensiblement entre les premières ailettes,
    • la cavité comprend deux canaux diamétralement opposés par rapport audit axe d'allongement et définissant chacun une sortie d'air au niveau de ladite seconde extrémité, chacun de ces canaux comportant des perturbateurs en saillie,
    • ledit corps est formé d'une seule pièce,
    • ladite première extrémité longitudinale dudit corps est reliée à une base de fixation qui est formée d'une seule pièce avec ledit corps,
    • ladite seconde extrémité comporte une portion tubulaire de forme générale allongée présentant un axe d'allongement B sensiblement perpendiculairement audit axe d'allongement A dudit corps, ladite portion tubulaire ayant ses deux extrémités longitudinales ouvertes configurées pour former respectivement deux entrées de flux de carburant distincts destinés à se rencontrer sensiblement au milieu de ladite portion tubulaire qui comporte au moins une fente d'éjection d'un jet plat de carburant.
  • La présente invention concerne aussi une turbomachine d'aéronef, comportant une chambre de combustion équipe d'au moins un injecteur
    • Brève description des figures
  • L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
    • [Fig.1] la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un injecteur de carburant à jet plat pour une turbomachine d'aéronef ne faisant pas partie de l'invention telle que définie par les revendications,
    • [Fig.2] la figure 2 est une vue schématique à plus grande échelle d'une partie de l'injecteur de la figure 1,
    • [Fig.3] la figure 3 est une vue schématique en perspective et en coupe de l'injecteur de la figure 1,
    • [Fig.4] la figure 4 est une vue schématique à plus grande échelle d'un détail de la figure 3,
    • [Fig.5] la figure 5 est une vue à encore plus grande échelle d'un détail de l'injecteur de la figure 1,
    • [Fig.6] la figure 6 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une chambre de combustion de turbomachine d'aéronef,
    • [Fig.7] la figure 7 est une vue schématique en perspective et en coupe partielle d'un mode de réalisation d'un injecteur selon l'invention,
    • [Fig.8] la figure 8 est une vue à plus grande échelle d'une partie de l'injecteur de la figure 7, et
    • [Fig.9] la figure 9 est une vue schématique partielle en perspective d'un autre mode de réalisation d'un injecteur selon l'invention.
    Description détaillée de l'invention
  • Les figures 1 à 5 ont été évoquées dans ce qui précède mais peuvent servir à mieux comprendre l'invention naturellement. Ces figures ainsi que les figures suivantes illustrent l'invention et montrent un injecteur à jet plat. Bien que l'invention est particulièrement adaptée à ce type d'injecteur, elle n'est pas limitée à cet injecteur et s'applique à tout type d'injecteur équipé d'un circuit d'air de purge.
  • La figure 6 montre un environnement dans lequel un injecteur de carburant 110 selon l'invention peut être utilisé. Il s'agit ici d'une chambre de combustion 130 d'une turbomachine d'aéronef tel qu'un hélicoptère.
  • La chambre de combustion 130 est disposée à l'intérieur d'un carter 132 de la turbomachine et comprend une paroi 134 définissant intérieurement un espace de combustion dans lequel est injecté et brûlé un mélange d'air et de carburant.
  • Le carburant est injecté dans la chambre 130 par l'intermédiaire d'un ou plusieurs injecteurs 110 qui sont ici fixés sur le carter 132 et qui traversent un orifice 136 de la paroi 134.
  • Le ou chaque injecteur 110 est du type de celui représenté aux figures 1 à 5 et décrit dans ce qui précède.
  • Il comprend un corps 112 de forme générale allongée présentant un axe d'allongement A, ce corps 112 comportant une première extrémité longitudinale 114 d'alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale 116 d'éjection d'un jet de carburant. Cette seconde extrémité 116 comporte une buse formée par une portion tubulaire 120 de forme générale allongée présentant un axe d'allongement B sensiblement perpendiculaire à l'axe d'allongement A (figure 5 notamment). La portion tubulaire a ses deux extrémités longitudinales ouvertes configurées pour former respectivement deux entrées de flux de carburant distincts (flèches 121) destinés à se rencontrer sensiblement au milieu de la portion tubulaire qui comporte au moins une fente 125 d'éjection du jet de carburant (flèche 127).
  • De préférence, le corps 112 et la portion tubulaire 120 sont réalisés en métal et ils sont obtenus d'une seule pièce par usinage d'un bloc métallique, de préférence par fabrication additive.
  • La première extrémité longitudinale 116 du corps 112, qui comprend ici une base 138 de fixation au carter 132, peut également être réalisée d'une seule pièce avec le corps 112. Cette base de fixation 138 comprend une collerette s'étendant autour de l'axe A et percée d'orifices de passage de vis de fixation de l'injecteur au carter 132.
  • Le corps 112 comprend un alésage longitudinal interne 118 s'étendant le long et au niveau de l'axe A, entre les première et seconde extrémités longitudinales, et en communication fluidique avec les extrémités de la portion tubulaire 120.
  • Le corps 112 comprend également une cavité interne 122 de passage d'air, qui comprend une portion annulaire 139 s'étendant autour de l'alésage 118 et des canaux 140 qui débouchent au niveau de l'extrémité 116 pour former les sorties précitées d'air de purge. Dans l'exemple représenté, la portion de la cavité 122 s'étend sur une partie de la longueur du corps 112. Elle s'étend jusqu'à la seconde extrémité longitudinale 116 du corps 112 et est reliée à deux canaux 140 diamétralement opposés par rapport à l'axe A, qui débouchent au niveau de cette extrémité 116 afin que de l'air soit expulsé de l'injecteur. Lorsqu'un jet de carburant est éjecté par l'injecteur, ce jet est entouré par l'air expulsé par le même injecteur. Lorsque l'injecteur n'expulse pas de carburant, l'air expulsé purge le système de carburant de l'injecteur.
  • L'air expulse alors les dernières gouttes de carburant et nettoie la fente 125 d'éjection de carburant de la portion tubulaire 120. La cavité 122 de passage d'air est ainsi assimilée à un circuit de purge.
  • A l'extrémité opposée à la partie tubulaire 120, la cavité 122 est en communication fluidique avec une rangée annulaire d'orifices 124 d'alimentation en air formés à la périphérie du corps et s'étendant autour de l'axe d'allongement A.
  • Les figures 7 et 8 illustrent un premier mode de réalisation de l'invention dans lequel des perturbateurs 150 de flux d'air sont prévus dans la cavité 122, et plus particulièrement dans sa portion annulaire 139.
  • Cette portion annulaire 139 est ici définie entre deux surfaces cylindriques 152, 154 s'étendant l'une autour de l'autre et autour de l'axe A.
  • Les perturbateurs 150 comportent des premières ailettes annulaires 150a en saillie sur la surface cylindrique interne 152, et des secondes ailettes annulaires 150b en saillie sur la surface cylindrique externe 154.
  • Les ailettes 150a sont espacées axialement les unes des autres le long de l'axe A. Les ailettes 150b sont également espacées axialement les unes des autres le long de cet axe A et s'étendent dans des plans transversaux passant sensiblement entre les ailettes 150a.
  • Les ailettes 150a, 150b peuvent avoir en section axiale une forme rectangulaire, triangulaire ou trapézoïdale. Les ailettes 150a peuvent avoir une forme différente en section des ailettes 150b, comme dans l'exemple représenté. Elles peuvent avoir une épaisseur ou dimension axiale sensiblement égale à leur hauteur ou dimension radiale (mesurée depuis l'axe A).
  • Le nombre d'ailettes 150a, 150b sur chaque surface 152,154 est par exemple compris entre 3 et 15 et de préférence entre 5 et 10.
  • En fonctionnement, l'air qui pénètre dans la portion 139 de la cavité 122, par les orifices 124, doit contourner les ailettes 150a, 150b et subit des pertes de charge par effet de chicane. Ce phénomène contribue au refroidissement du corps 112 de l'injecteur 110.
  • La figure 9 illustre une variante de réalisation qui peut être combinée au précédent mode de réalisation.
  • Chacun des canaux 140 comporte des perturbateurs 156 en saillie.
  • Les perturbateurs 156 de chacun des canaux 140 comportent plusieurs cloisons, qui sont ici parallèles entre elles et sensiblement parallèles à l'axe A.
  • Le nombre de perturbateurs 156 ou cloisons par canal 140 est par exemple compris entre 3 et 10.
  • En fonctionnement, l'air qui sort du circuit de purge est guidé par les cloisons de façon à optimiser la formation et la diffusion du jet de carburant, par exemple en direction d'une bougie d'allumage de la chambre de combustion 130 équipé de l'injecteur 110.
  • L'injecteur 110 selon l'invention peut être réalisé par fabrication additive par exemple, et est avantageusement monobloc.

Claims (8)

  1. Injecteur de carburant (110) pour une turbomachine d'aéronef, comprenant un corps (112) tubulaire ayant un axe d'allongement (A) et comportant une première extrémité longitudinale (114) d'alimentation en carburant et une seconde extrémité longitudinale (116) d'éjection d'un jet de carburant, ledit corps comportant en outre un circuit intégré d'air de purge qui comprend une cavité interne (122) qui est en communication fluidique avec des orifices (124) d'alimentation en air situés sur le corps (112) et qui comporte une portion annulaire (139) s'étendant autour dudit axe d'allongement (A) et reliée à des canaux (140) de sortie d'air débouchant au niveau de ladite seconde extrémité (116), caractérisé en ce que des perturbateurs (150, 156) de flux d'air sont prévus en saillie dans la portion annulaire (139) de la dite cavité interne (122) et dans les canaux (140), les perturbateurs (156) de chacun des canaux (140) comportant plusieurs cloisons, lesdites cloisons étant parallèles entre elles et sensiblement parallèles audit axe d'allongement (A).
  2. Injecteur (110) selon la revendication 1, dans lequel les perturbateurs (150) comportent des ailettes annulaires (150a, 150b) en saillie s'étendant dans la portion annulaire (139) autour dudit axe d'allongement.
  3. Injecteur (110) selon la revendication 2, dans lequel les perturbateurs (150) comportent des premières ailettes annulaires (150a) en saillie sur une surface cylindrique externe (152) définissant ladite portion, et des secondes ailettes annulaires (150b) en saillie sur une surface cylindrique interne (154) s'étendant autour de ladite surface externe.
  4. Injecteur (110) selon la revendication 3, dans lequel les premières ailettes annulaires (150a) sont espacées axialement les unes des autres le long dudit axe d'allongement, les secondes ailettes (150b) étant également espacées axialement les unes des autres le long de cet axe et s'étendant dans des plans transversaux passant sensiblement entre les premières ailettes.
  5. Injecteur (110) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ladite cavité (122) comprend deux canaux (140) diamétralement opposés par rapport audit axe d'allongement (A) et définissant chacun une sortie d'air au niveau de ladite seconde extrémité (116).
  6. Injecteur (110) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ledit corps (112) est formé d'une seule pièce.
  7. Injecteur (110) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ladite première extrémité longitudinale (114) dudit corps (112) est reliée à une base de fixation (138) qui est formée d'une seule pièce avec ledit corps.
  8. Turbomachine d'aéronef, comportant une chambre de combustion équipe d'au moins un injecteur (110) selon l'une des revendications précédentes.
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EP (1) EP4004442B1 (fr)
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CA (1) CA3144907A1 (fr)
FR (1) FR3099231B1 (fr)
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WO (1) WO2021014074A1 (fr)

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