FR2979005A1

FR2979005A1 - Systemes d'injection de carburant pour turbomachine d'aeronef a permeabilites differenciees

Info

Publication number: FR2979005A1
Application number: FR1157259A
Authority: FR
Inventors: Sebastien Alain Christophe Bourgois; Patrice Andre Commaret
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2011-08-09
Filing date: 2011-08-09
Publication date: 2013-02-15
Anticipated expiration: 2031-08-09
Also published as: FR2979005B1

Abstract

L'invention concerne un ensemble (100) pour turbomachine d'aéronef comprenant une chambre de combustion annulaire délimitée par une paroi annulaire de fond de chambre, une paroi latérale radialement interne et une paroi latérale radialement externe (14), cette dernière étant traversée par une pluralité de trous primaires (28) ainsi que par une pluralité de bougies d'allumage (80), cet ensemble comportant en outre une pluralité de systèmes d'injection de carburant (22a, 22b) traversant la paroi annulaire de fond de chambre. Selon l'invention, dans la zone adjacente (90) aux bougies d'allumage (80), les systèmes d'injection de carburant (22a) présentent une perméabilité à l'air (P1) strictement inférieure à celle des systèmes d'injection (22b) situés en dehors de ces zones adjacentes.

Description

SYSTEMES D'INJECTION DE CARBURANT POUR TURBOMACHINE D'AERONEF A PERMEABILITES DIFFERENCIEES

DESCRIPTION 5 DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef, et concerne plus particulièrement les chambres annulaires de combustion de ces turbomachines, équipées de systèmes d'injection 10 de carburant. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les turbomachines comprennent au moins une turbine agencée en sortie d'une chambre de combustion pour extraire de l'énergie d'un flux primaire de gaz 15 éjectés par cette chambre de combustion, et entraîner un compresseur disposé en amont de la chambre de combustion, ce compresseur étant destiné à alimenter cette chambre en air sous pression. Les chambres de combustion des 20 turbomachines comprennent typiquement deux parois latérales annulaires coaxiales, respectivement radialement interne et radialement externe, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens d'écoulement du flux primaire de gaz dans la 25 turbomachine, autour de l'axe des chambres de combustion, et qui sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire de fond de chambre qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe précité. Cette paroi annulaire de fond de chambre 30 est équipée d'une rangée annulaire de systèmes 2 d'injection de carburant régulièrement répartis autour de cet axe pour permettre une amenée d'air et de carburant dans la chambre de combustion. D'une manière générale, les chambres de combustion se décomposent en une région interne amont, couramment appelée zone primaire, et une région interne aval, couramment appelée zone de dilution. La zone primaire d'une chambre de combustion est prévue pour la combustion du mélange d'air et de carburant dans des proportions sensiblement stoechiométriques. A cette fin, l'air est injecté dans cette zone non seulement par les systèmes d'injection de carburant présentant une perméabilité à l'air dédiée à cette fonction, mais aussi par des premiers orifices, couramment appelés trous primaires, ménagés dans les parois annulaires de la chambre autour de la zone primaire de cette dernière. Ces trous primaires sont en général agencés en une rangée circonférentielle. La zone de dilution est prévue pour la dilution et le refroidissement des gaz provenant de la combustion dans la zone primaire, et pour conférer au flux de ces gaz un profil thermique optimal en vue de son passage dans la turbine montée en aval de la chambre de combustion. Pour cela, les parois annulaires de la chambre de combustion comportent des seconds orifices d'entrée d'air, couramment appelés trous de dilution. Ces trous de dilution sont en général également agencés en une rangée circonférentielle. La chambre de combustion comprend en outre au moins une bougie d'allumage destinée à initier la combustion du mélange d'air et de carburant au 3 démarrage de la turbomachine. Cette bougie débouche habituellement radialement vers l'intérieur au sein de la chambre de combustion au travers d'un orifice de passage de bougie formé dans la paroi annulaire radialement externe de la chambre, généralement dans l'axe d'un système d'injection dédié à l'allumage. Cette bougie est agencée à une distance suffisante de la paroi de fond de chambre pour que la nappe de carburant issue du ou des systèmes d'injection dédiés à l'allumage ait eu le temps de se diffuser suffisamment avant d'atteindre l'étincelle émise par la bougie pour initier un démarrage de la turbomachine. Dans les moteurs d'avions de grande taille tels ceux équipant les avions commerciaux gros porteurs, l'étendue axiale de la chambre de combustion est en général telle que la bougie peut être disposée en amont et à distance des trous primaires. Une telle chambre de combustion est destinée à fonctionner à diverses altitudes. A cet égard, l'évolution des normes impose à la chambre de combustion de pouvoir être rallumée à une altitude de plus en plus élevée, suite à une extinction de la combustion dans la chambre. Il existe différentes solutions pour améliorer la capacité de rallumage en altitude, mais la plupart sont pénalisantes pour d'autres spécifications, en particulier pour les niveaux de fumée et de NOx émis par la chambre de combustion. Il a néanmoins été développé une solution 30 décrite dans le document FR 2 950 415, qui permet de répondre aux exigences de capacité de rallumage en 4 altitude, tout en présentant des niveaux de fumée et de NOx acceptables. Cette solution réside dans une forme et/ou un positionnement particulier des trous primaires et des trous de dilution, à proximité des bougies d'allumage équipant la chambre. Un inconvénient de cette solution réside cependant dans les coûts d'usinage élevés de ces trous primaires et de dilution. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ce problème. Pour ce faire, elle a pour objet un ensemble pour turbomachine d'aéronef comprenant une chambre de combustion annulaire délimitée par une paroi annulaire de fond de chambre, une paroi latérale radialement interne et une paroi latérale radialement externe, cette dernière étant traversée par une pluralité de trous primaires ainsi que par une pluralité de bougies d'allumage, ledit ensemble comportant en outre une pluralité de systèmes d'injection de carburant traversant la paroi annulaire de fond de chambre. Selon l'invention, dans les zones adjacentes auxdites bougies d'allumage, les systèmes d'injection de carburant présentent une perméabilité à l'air strictement inférieure à celle des systèmes d'injection situés en dehors de ces zones adjacentes. En prévoyant des systèmes d'injection de carburant avec des perméabilités à l'air différentes en fonction de leur localisation par rapport aux bougies d'allumage, il est avantageusement possible d'améliorer la capacité de rallumage en altitude, sans nuire aux niveaux de fumée et de NOx observés, tout en limitant les coûts de production de la chambre de combustion. En particulier, il n'est plus nécessaire de prévoir des trous primaires avec une forme et/ou un positionnement 5 particulier à proximité des bougies d'allumage. Dans la solution proposée, les systèmes d'injection situés dans les zones adjacentes présentent donc une perméabilité à l'air qui est réduite, ce qui permet de diminuer localement la fraction d'air allouée à la zone primaire de la chambre de combustion, et donc d'augmenter la richesse du mélange air/carburant dans cette même zone. Il en découle une meilleure capacité de rallumage en altitude. Par ailleurs, les autres systèmes d'injection, à perméabilité supérieure, permettent quant à eux de répondre correctement aux normes de pollution, en particulier pour ce qui concerne les niveaux de fumée et de NOx. De préférence, lesdits trous primaires sont régulièrement répartis selon une rangée circonférentielle, et présentent tous une forme identique. Il en est de préférence de même pour les trous de dilution situés plus en aval. De préférence, chaque bougie d'allumage est agencée entre deux trous primaires directement consécutifs. Alternativement, chaque bougie pourrait être agencée en amont des trous primaires, sans sortir du cadre de l'invention. De préférence, le rapport entre la perméabilité des systèmes d'injection de carburant situés dans les zones adjacentes, et la perméabilité 6 des systèmes d'injection de carburant situés en dehors de ces zones, est compris entre 0,7 et 0,90. De préférence, le rapport entre le nombre de systèmes d'injection de carburant situés dans les zones adjacentes, et le nombre de systèmes d'injection de carburant situés en dehors de ces zones, est compris entre 0,05 et 3. De préférence, le nombre de bougies d'allumage est deux, ces bougies étant agencées de manière diamétralement opposée. Le nombre de ces bougies pourrait bien entendu être supérieur, sans sortir du cadre de l'invention. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en demi- coupe axiale d'un ensemble pour turbomachine, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; et - la figure 2 représente une vue développée en plan d'une partie de paroi annulaire externe de la chambre de combustion de l'ensemble montré sur la figure précédente. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES La figure 1 représente une partie d'une turbomachine 8, telle qu'un turboréacteur d'avion, et illustre plus particulièrement un ensemble 100 7 comprenant une chambre annulaire de combustion 10 ainsi qu'une pluralité de systèmes d'injection de carburant 22 (un seul étant visible sur la figure 1). La chambre 10 comprend deux parois latérales annulaires coaxiales, respectivement radialement interne 12 et radialement externe 14, qui s'étendent de l'amont vers l'aval, selon le sens 16 d'écoulement du flux primaire de gaz dans la turbomachine, autour de l'axe 18 de la chambre de combustion, et qui sont reliées entre elles à leur extrémité amont par une paroi annulaire 20 de fond de chambre qui s'étend sensiblement radialement autour de l'axe 18 précité. Cette paroi annulaire de fond de chambre 20 est équipée de trous 19 régulièrement répartis selon la direction circonférentielle, chacun traversé par l'un des systèmes d'injection 22 répartis autour de cet axe, pour permettre une amenée d'air et de carburant dans la chambre de combustion. Les systèmes 22 traversent bien entendu le fond de chambre 20 de manière à pulvériser l'air et le carburant dans la zone primaire 24 de la chambre. A cet égard, il est indiqué que d'une manière générale, les chambres de combustion se décomposent en une région interne amont 24, couramment appelée zone primaire, et une région interne aval 26, couramment appelée zone de dilution. La zone primaire 24 d'une chambre de combustion est prévue pour la combustion du mélange d'air et de carburant et est alimentée en air non seulement par les systèmes d'injection 22, mais aussi par des orifices d'entrée d'air 28, couramment appelés orifices primaires, ménagés dans les parois coaxiales 8 12 et 14 de la chambre autour de la zone primaire 24 de cette dernière, selon une ou plusieurs rangées annulaires/circonférentielles, de préférence une seule par paroi.

La zone de dilution 26 est prévue pour la dilution et le refroidissement des gaz issus de la combustion dans la zone primaire, et pour conférer au flux de ces gaz un profil thermique optimal en vue de son passage dans la turbine montée en aval de la chambre de combustion. Pour cela, les parois coaxiales 12 et 14 de la chambre de combustion comportent, en aval des orifices primaires 28 précités, au moins une rangée d'orifices d'entrée d'air 30, couramment appelés orifices de dilution. Ici encore, il est préférentiellement prévu une unique rangée annulaire/circonférentielle de trous 30 par paroi. En fonctionnement, une partie 32 d'un flux d'air 34 provenant d'une sortie de compresseur 36 alimente en air essentiellement les systèmes d'injection 22, tandis qu'une autre partie 38 de ce flux d'air contourne la chambre de combustion en s'écoulant vers l'aval le long des parois coaxiales 12 et 14, et permet notamment l'alimentation des orifices primaires 28 et de dilution 30.

Plus précisément, les systèmes d'injection d'air et de carburant 22, chacun destiné à produire une flamme dans la chambre de combustion, sont d'une conception classique et connue de l'homme du métier. Chacun comporte un injecteur de carburant central 40 formé d'une buse débouchant sur un axe central 44 du système, qui constitue sensiblement un 9 axe de symétrie pour les pièces de révolution composant le système d'injection 24. L'injecteur central 44 se situe à l'extrémité d'une canne d'injection 46 fixée par platine sur le carter extérieur 48 de la turbomachine, renfermant la chambre de combustion 10. L'injecteur central 40 est habituellement associé à deux canaux d'admission d'air, parmi lesquels un canal interne 50 dans lequel débouche l'injecteur central 40 de sorte que le carburant pulvérisé par cet injecteur puisse être immédiatement mélangé à l'air admis dans ce canal, et un canal annulaire externe 52 qui débouche en aval dans le système d'injection pour permettre un enrichissement ultérieur en air du mélange d'air et de carburant.

Les deux canaux d'admission d'air 50, 52 peuvent être traversés par des ailettes obliques (non représentées) destinées à imprimer au flux d'air les traversant un mouvement de giration autour de l'axe central 44 du système d'injection 24, pour favoriser l'homogénéisation du mélange d'air et de carburant dans le système d'injection. Chacun des deux canaux d'admission d'air 50, 52 est ainsi couramment appelé vrille, et est en général délimité extérieurement par une paroi annulaire 54, respectivement 56, à profil interne convergent-divergent, parfois appelée venturi, destinée notamment à éviter les remontées de flamme dans le système d'injection en induisant une accélération de l'écoulement au voisinage aval du nez de l'injecteur de carburant. 10 Dans l'exemple représenté sur la figure 1, les deux canaux d'admission d'air 50, 52, ainsi que les parois annulaires 54, 56 les délimitant, s'étendent sensiblement selon l'axe 44 du système d'injection.

L'extrémité du canal 56 forme un bol évasé vers l'aval et portant des moyens 58 du type collerette permettant le montage du système d'injection 40 dans le fond 20 de la chambre de combustion, ou bien sur une coupelle de protection thermique 60 elle-même montée sur ce fond 20. Le bol 56 et la collerette 58 sont également percés de trous d'alimentation en air 64, 66. Ainsi, la partie 32 issue du flux d'air 34 sortant des compresseurs alimente tout d'abord la coupelle 60, grâce à un flux 70 circulant radialement vers l'extérieur entre celle-ci et le fond de chambre 20, avant d'aller refroidir la surface intérieure de la paroi externe 14. Le reste du flux 32 est dédié au système d'injection 22, et se décompose en quatre flux, parmi lesquels les deux flux 72, 74 traversant respectivement les deux canaux d'admission d'air 50, 52, et les deux flux 76, 78 traversant respectivement les deux rangées de trous 64, 68. A titre indicatif, le flux 72 est classiquement dénommé flux de purge. En fonction du dimensionnement des passages permettant le passage de ces flux d'air à travers les systèmes d'injection 22, ces derniers présentent une certaine perméabilité à l'air, qui, selon une particularité de la présente invention, n'est pas identique pour tous les systèmes 22. 11 Comme l'illustre la figure 2 qui montre une vue développée en plan d'une partie de paroi annulaire externe 14 de la chambre de combustion 10, celle-ci comprend donc la rangée annulaire d'orifices de dilution 30 de section circulaire, ces derniers comprennent habituellement des orifices 40 de plus grande superficie en section et des orifices 42 de plus petite superficie en section. Elle comprend également, plus en amont, la rangée de trous primaires 28 alimentant la zone primaire 26 dans laquelle ont lieu les réactions de combustion du mélange d'air et de carburant. Les trous 28 sont préférentiellement tous de même forme et dimension.

Dans l'exemple illustré sur cette figure, l'écartement angulaire entre deux trous de dilution 30 consécutifs autour de l'axe 18 de la chambre de combustion est par exemple égal au quart de l'écartement angulaire entre deux systèmes d'injection 22 consécutifs équipant la paroi de fond de chambre 20. Sur la partie représentée, la turbomachine comprend en outre une bougie d'allumage 80 débouchant dans la zone primaire 26 au travers d'un orifice de passage de bougie ménagé à cet effet dans la paroi radialement externe 14 de la chambre de combustion. Cette bougie 80 est centrée par rapport à un plan radial P contenant l'axe 18 et l'axe 44 de l'un des systèmes d'injection 22, ledit plan P correspondant au plan de la figure 1.

Comme l'illustrent les figures 1 et 2, l'orifice de passage de bougie d'allumage présente un 12 axe 82 faiblement décalé vers l'amont par rapport à la ligne circonférentielle 84 sur laquelle sont alignés les trous primaires 28. L'axe 82 pourrait néanmoins être situé sur la ligne 84, entre deux trous primaires 28, sans sortir du cadre de l'invention. Une configuration analogue est prévue à l'opposée de la chambre de combustion, dans la direction diamétrale. Ainsi, la chambre 10 est préférentiellement équipée de deux bougies diamétralement opposées sur la paroi externe 14, auxquelles sont associés respectivement deux systèmes d'injection 22 situés dans des mêmes plans radiaux. Dans ce cas de figure, chacun des deux systèmes concernés est réputé situé dans une zone adjacente 90 de l'une des bougies d'allumage 80, tandis que tous les autres systèmes d'injection 22, par exemple seize, sont réputés situés en dehors desdites zones adjacentes 90, ces autres zones étant référencées 92 sur la figure 2. Dans une autre configuration (non représentée) où le plan radial passant par l'axe de la bougie ne traverserait pas l'un des systèmes d'injection, mais passerait entre deux systèmes 22 directement consécutifs, la zone dite adjacente comprendrait alors ces deux systèmes 22, où bien l'un seulement des deux, le plus proche du plan radial précité. Dans tous les cas, le nombre de systèmes d'injection 22 présents dans chaque zone adjacente 90 est préférentiellement limité à trois, correspondant aux trois systèmes 22 les plus proches de la bougie 80 associée.

13 Comme évoqué ci-dessus, l'une des particularités de l'invention réside dans le fait que les systèmes d'injection 22a situés dans les zones 90 dites adjacentes, présentent une perméabilité globale à l'air P1 qui est strictement inférieure à la perméabilité globale à l'air P2, associée aux systèmes d'injection 22b situés dans les autres zones 92, à distance des bougies d'allumage. A titre d'exemple indicatif, si l'on définit la perméabilité d'un système d'injection par la surface cumulée de tous ses passages destinés à être traversés par l'air éjecté dans la chambre de combustion, on peut alors prévoir que la perméabilité P1 est de l'ordre de 142 mm2, et que la perméabilité P2 est de l'ordre de 182 mm2. De manière plus générale, P2 est de préférence compris entre 80 et 300 mm2, et P1 correspond à une valeur comprise entre 70% et 90% de P2. De préférence, seule la perméabilité globale change entre les systèmes 22a et 22b, la répartition d'air entre les différents composants de ces systèmes restant préférentiellement identique. Cela permet globalement, quelle que soit d'ailleurs la conception retenue pour les systèmes d'injection 22, de répondre de manière simple et satisfaisante à la demande d'amélioration de la capacité de rallumage en altitude, sans altérer les niveaux de pollution. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à 14 l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.5

Claims

REVENDICATIONS1. Ensemble (100) pour turbomachine d'aéronef comprenant une chambre de combustion annulaire (10) délimitée par une paroi annulaire de fond de chambre (20), une paroi latérale radialement interne (12) et une paroi latérale radialement externe (14), cette dernière étant traversée par une pluralité de trous primaires (28) ainsi que par une pluralité de bougies d'allumage (80), ledit ensemble comportant en outre une pluralité de systèmes d'injection de carburant (22) traversant la paroi annulaire de fond de chambre (20), caractérisé en ce que dans les zones adjacentes (90) auxdites bougies d'allumage (80), les systèmes d'injection de carburant (22a) présentent une perméabilité à l'air (P1) strictement inférieure à celle des systèmes d'injection (22b) situés en dehors de ces zones adjacentes.
2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque zone adjacente (90) comporte un unique système d'injection (22a) traversé par un plan radial (P) traversant également la bougie d'allumage (80) associée à cette zone.
3. Ensemble selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits trous primaires (28) sont régulièrement répartis selon une rangée circonférentielle, et présentent tous une forme identique. 16
4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque bougie d'allumage (80) est agencée entre deux trous primaires (28) directement consécutifs.
5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport entre la perméabilité (P1) des systèmes d'injection de carburant (22a) situés dans les zones adjacentes (90), et la perméabilité (P2) des systèmes d'injection de carburant (22b) situés en dehors de ces zones, est compris entre 0,7 et 0,90.
6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport entre le nombre de systèmes d'injection de carburant (22a) situés dans les zones adjacentes (90), et le nombre de systèmes d'injection de carburant (22b) situés en dehors de ces zones, est compris entre 0,05 et 0, 3.
7. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le nombre de bougies d'allumage (80) est deux, ces bougies étant agencées de manière diamétralement opposée.
8. Turbomachine (1) d'aéronef comprenant un ensemble (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes. 30